Патент на изобретение №2223892

(54) АКТИВНАЯ СИСТЕМА РАННЕГО РАЗРУШЕНИЯ СБЕГАЮЩИХ ВИХРЕЙ

(57) Реферат:

Изобретение относится к области авиации. Способ активного контроля и устройство для ускорения раннего разрушения сбегающих вихрей за аппаратом, использующим подъемную силу, имеющим, по крайней мере, две рулевые поверхности (68, 70) на каждой стороне и создающим многочисленные пары вихрей. Способ заключается в отклонении рулевых поверхностей для создания и усиления дестабилизирующего эффекта одного или нескольких механизмов, а именно механизмов прогрессирующего переходного процесса, коротковолновой дестабилизации, длинноволновой дестабилизации и эффекта дестабилизации Кроу, вызывающих ускоренное разрушение сбегающих вихрей. Способ предусматривает также выбор контрольных параметров в активной системе раннего разрушения сбегающих вихрей. Способ включает выявление вихревых образований в непосредственной близости за летящим самолетом, выбор, по крайней мере, одного механизма усиления дестабилизирующего воздействия на сбегающие вихри, определение амплитуды и длины волн для искусственного создания пертурбации, моделирование естественной эволюции сбегающих вихрей, определение эффективности пертурбации и механизмов усиления ее воздействия на указанные вихри, определение местоположения вихрей как функции отклонения рулей управления, а также определение параметров отклонения поверхностей управления, находящихся на крыле летательного аппарата. Изобретения направлены на повышение безопасности полета. 3 с. и 16 з.п.ф-лы, 8 ил.

Данное изобретение было описано в предварительной заявке под номером 37 C.F.R. 1.53(b) (2), поданной 26 июня 1997 года.

Область применения изобретения
Настоящее изобретение относится к способу и устройству для борьбы с самолетными сбегающими вихрями. Сбегающие вихри (вращение потока воздуха) возникают из-за разности давлений, действующих на верхние и нижние несущие аэродинамические поверхности (крылья, рули высоты и т.д.). Этот эффект известен под названиями “турбулентный след” или “спутная струя воздушного винта”, а сами вихри называются “спутными завихрениями”, “завихрениями от законцовки крыла” или “сбегающими вихрями”.

Известный уровень техники
Большое воздушное судно при полете оставляет за собой спутную струю в виде сбегающих вихрей. Эти вихри и связанные с ними нисходящий и восходящий потоки воздуха (возникающие соответственно между вихрями и на их внешней стороне) могут нарушить полет другого самолета, попавшего в спутную струю. При определенных условиях конструкция второго самолета может подвергнуться серьезным напряжениям. В некоторых случаях самолет, попавший в турбулентный след, может резко накрениться на одну сторону, что представляет собой особую опасность при полетах на малой высоте. Проблемы, связанные со сбегающими вихрями, приобретают особую остроту, если размер первого самолета существенно превышает размер второго самолета.

То обстоятельство, что сбегающие вихри почти всегда отклоняются в сторону, разрушаются атмосферными потоками воздуха или же произвольно снижаются по отношению к траектории полета первого самолета, не дает полной гарантии безопасности следующего за ним самолета. Турбулентный след явился причиной нескольких авиационных происшествий. Для уменьшения существующего риска были введены многочисленные правила регулирования воздушного движения, которые требуют соблюдения соответствующих интервалов между самолетами, приближающимися к одному и тому же аэропорту. Безопасное расстояние между самолетами, определяемое эффектом турбулентного следа, нередко превышает интервалы между самолетами, обусловленные другими факторами, такими как разрешающая способность радиолокатора или загруженность взлетно-посадочной полосы, поэтому при определенных условиях соблюдение указанных правил увеличивает нагрузку на воздушно-транспортные системы и вызывает соответствующие задержки рейсов.

Начиная примерно с 1970 года способы решения проблемы турбулентного следа являлись предметом многочисленных конференций специалистов. Авторы настоящего изобретения не располагают данными об использовании любого из указанных способов в системе, созданной для коммерческих авиалайнеров. Предпринимавшиеся ранее попытки справиться со сбегающими вихрями в коммерческой авиации сводились к разработке способов изменения характеристик спутной струи за воздушным судном с целью уменьшить или свести на нет ее отрицательное воздействие на самолет, летящий вслед за этим судном. Указанные способы предусматривают изменение структуры спутной струи, однако такое изменение не оказывает существенного влияния на моменты крена, действующие на другой самолет, если размах его крыла несоизмерим с диаметром вихревого ядра. Обычно диаметр вихревого ядра бывает намного меньше размаха крыла ведущего самолета. Данная система явилась объектом большого количества патентов. Некоторые из них были обобщены в патенте США 5492289.

Одним из главных факторов, нарушающих устойчивость вихревых потоков, является возникновение механизма их дестабилизации. Были предложены методы создания синусоидальной дестабилизации одной пары сбегающих вихрей. Усиление такой дестабилизации могло бы привести к их существенной деформации и последующему разрушению. Эта идея впервые была рассмотрена С. Кроу в статье “Теория стабильности пары сбегающих вихрей” (Crow, S.C., Stability Theory for a Pair of Trailing Vortices, AIAA Journal, 8, pp.2172-2179, 1970) (в последующих ссылках “Кроу, 1970”), а позднее развита им в публикации под названием “Турбулентный след за воздушным судном и его обнаружение” (Crow, S. C., Panel Discussion in “Aircraft Wake Turbulence and Its Detection”, ed. J. Olsen, A. Goldburg, M. Rogers, pp.551-582, 1971) (в последующих ссылках “Кроу, 1971”).

Теория Кроу, объясняющая явление естественно усиливающихся волнообразных колебаний, в большинстве случаев хорошо согласуется с экспериментальными данными, полученными при изучении естественного механизма дестабилизации атмосферных вихрей. Этот механизм разрушения вихрей хорошо известен специалистам в данной области техники как фактор или эффект дестабилизации Кроу. Действие этого фактора развивается медленно. Прогрессирующая нестабильность ведет к периодическому слиянию вихрей, возникающих справа и слева от линии полета самолета на значительном от него удалении. В результате такого слияния образуются вихревые кольца, которые через некоторое время деформируются и распадаются. Принято считать, что на этой последней стадии эволюции вихревых образований влияние турбулентного следа на второй самолет не представляет опасности.

Идея искусственной дестабилизации турбулентного следа, т.е. усиление эффекта дестабилизации Кроу, была практически проверена экспериментально с буксировочным судном в испытательном бассейне. Результаты экспериментов были изложены в статье А.Биланина и С.Уиднала под названием “Рассеяние спутной струи за воздушным судном методами синусоидальной дестабилизации и разрушения вихрей” (Bilanin, A.J. & Widnall, S.E., Aircraft Wake Dissipation By Sinusoidal Instability and Vortex Breakdown, AIAA Paper 73-107, 1973) (в последующих ссылках “А.Биланин и С.Уиднал”). Эксперименты показали, что дестабилизация фактически может быть вызвана изменением распределения подъемной силы, действующей на крыло. Более полное изложение идеи использования феномена Кроу дано в статье “Продолжительность жизни сбегающих вихрей в турбулентной атмосфере” (Crow, S.C. & Bate, E.R. Jr. 1976 Lifespan of Trailing Vortices In a Turbulent Atmosphere, J. Aircraft, 13 pp. 476-482, 1976) (в последующих ссылках “Кроу и Бейт”).

Указанная статья отражала известные способы синусоидальной дестабилизации вихревых образований, которые существовали во время разработки данного изобретения. В соответствии с этими способами неустойчивость турбулентного следа должна была создаваться путем особого способа распределения подъемной силы по поверхности крыла. В вышеуказанной статье Кроу и Бейта говорится: “Проводка рулей управления укладывается таким образом, чтобы внешние элероны могли колебаться симметрично, а внутренние элероны отклонялись бы в противоположную сторону, обеспечивая тем самым постоянство общей подъемной силы крыла. Стабилизатор парирует любую тенденцию к тангажу или кабрированию, и в результате обеспечивается равномерность распределения подъемной силы по всему размаху крыла” (там же, стр. 481). Эта идея схематически представлена на прилагаемых фигурах 1А и 1В с примечанием “Предшествующий уровень”, которые непосредственно заимствованы из фиг.10 статьи Кроу и Бейта. Фиг.1А представляет собой схематическое изображение органов управления самолетом в отклоненном положении. Фиг.1В представляет собой схему изменения подъемной силы по размаху крыла в соответствии с предложением Кроу и Бейта (фюзеляж на схеме не показан, однако его положение должно соответствовать центральному расположению оси X). Положение крайнего смещения подъемной силы к законцовкам крыла показано сплошной линией, а положение крайнего смещения подъемной силы к корневой части крыла показано пунктирной линией. Площади, ограниченные сплошной и пунктирной линиями, равны по величине, что соответствует равенству подъемных сил крыла в обоих случаях, однако во втором случае сбегающие вихри имеют другую силу (интенсивность циркуляции воздушного потока) и другое расположение.

Центры сбегающих вихрей, называемые вихревыми центроидами, показаны на фиг. 1С, где заштрихованные и сплошные круги соответствуют штриховой и сплошной линиям на фиг.1В. Левый и правый вихревые центроиды, являющиеся центрами вращения объединенных вихрей, изображены на фиг.1С. Как явствует из фиг.1А, 1В и 1С, смещение одной пары сбегающих вихрей к корневой части крыла может быть достигнуто путем соответствующего перераспределения нагрузки на единицу размаха крыла (и, следовательно, путем соответствующего передвижения вихревых центроидов) между сплошной и пунктирной линиями. На фиг.1С круги показывают положение каждого сбегающего вихря, а линии представляют вихревые центроиды на соответствующей стороне самолета. Поскольку теория нестабильности Кроу была разработана только для одной пары сбегающих вихрей, центроиды на схеме расположены на одной оси с соответствующими вихрями.

На фиг. 1D показано, что вихри, образующиеся в результате колебаний в распределении подъемной силы крыла, приобретают синусоидальную форму. Длина волны искусственно созданного колебательного возмущения равна примерно семи размахам крыла (при максимальном усилении дестабилизирующего фактора Кроу). Расстояния, на которые передвигаются сбегающие вихри, показаны на фиг.1D с преувеличением.

Как видно из фиг.1С, для использования эффекта Кроу с целью разрушения сбегающих вихрей требуется значительное перемещение вихревых центроидов между заштрихованными и сплошными кружками как на левом, так и на правом крыле. При этом для сохранения общей величины подъемной силы крыла при перемещении вихревых центроидов нагрузка на корневую часть крыла должна существенно меняться, вследствие чего подъемная сила корневой части крыла будет значительно превышать первоначальную величину (обратите внимание на “горб” кривой подъемной силы в районе оси X). Помимо этого, для многих самолетов увеличение нагрузки на законцовки крыла создает конструктивные проблемы, а укрепление элементов конструкции связано с возможным увеличением веса самолета и количества потребляемого им топлива, что отрицательно сказывается на рентабельности воздушного судна.

Величина первоначального дестабилизирующего воздействия на сбегающие вихри является функцией величины подъемной силы, которая смещается по размаху крыла. Так, большое первоначальное воздействие приводит к большей потере подъемной силы по сравнению с той, которая возникает при нормальной конфигурации крыла (в устойчивом состоянии). Использование известного способа разрушения сбегающих вихрей, т.е. эффекта Кроу-Бейта для уменьшения длины турбулентного следа за воздушным судном требует слишком большого первоначального сдвига сбегающих вихрей и, соответственно, чрезмерной потери подъемной силы крыла. Таким образом, указанный способ, предполагающий, ввиду его малой эффективности, высокий уровень вмешательства в естественный процесс для быстрого разрушения сбегающих вихрей, оказывается неприемлемым для практического применения. Неудивительно поэтому, что концепция Кроу и Бейта так и не была реализована.

Из вышеизложенного ясно, что существует потребность в практически доступных способах и системе (устройстве) для деформации турбулентной струи с целью быстрого разрушения сбегающих вихрей. Именно на достижение этой цели и направлено данное изобретение.

Сущность изобретения
Цель настоящего изобретения достигается способом ускорения разрушения сбегающих вихрей от аппарата, использующего подъемную силу и создающего, по крайней мере, две пары сбегающих вихрей. Предлагаемый способ включает приведение в действие рулевых поверхностей таким образом, чтобы они непосредственно вызывали возникновение одного или нескольких источников прогрессирующего переходного процесса в потоке, коротковолновой дестабилизации и длинноволновой дестабилизации турбулентного следа с целью ускоренного разрушения сбегающих вихрей. В предпочтительных вариантах применения предлагаемого способа возникновение таких источников является результатом некоего комбинированного воздействия механизмов коротковолновой дестабилизации, прогрессирующего переходного процесса и усиления эффекта нестабильности Кроу, проявляющегося при наличии, по крайней мере, двух пар вихрей.

Предлагаемый способ предусматривает управление рулевыми поверхностями посредством электронного блока при условии, что аппарат, использующий подъемную силу, снабжен, по крайней мере, двумя системами рулевых поверхностей. Электронный блок управления включает запоминающее устройство, причем выбор необходимых движений рулей управления определяется доступом к соответствующей таблице данных, хранящейся в запоминающем устройстве блока управления.

В одном из вариантов исполнения данного изобретения аппарат, использующий подъемную силу, имеет крылья, создающие в спутной струе, по крайней мере, две пары сбегающих вихрей. Рули управления приводятся в действие при заходе самолета на посадку после его отрыва от земли. В другом предпочтительном варианте изобретения использование рулей управления не оказывает существенного влияния на общую подъемную силу самолета или его продольный момент. В предпочтительных вариантах крыло воздушного судна включает элерон и интерцептор, а приведение в действие рулей управления включает отклонение элеронов и интерцептора. В альтернативных вариантах крыло снабжено элероном и флапероном, а управление ими включает отклонение элеронов и флаперона. В одном из предпочтительных вариантов изобретения аппарат, использующий подъемную силу, представляет собой подводную лодку с поверхностями, создающими подъемную силу и вызывающими возникновение, по крайней мере, двух пар сбегающих вихрей.

Настоящее изобретение также предусматривает способ выбора контрольных параметров в активной системе раннего разрушения сбегающих вихрей за воздушным судном, которое создает, по крайней мере, две пары сбегающих вихрей. Летательный аппарат, использующий подъемную силу, снабжен, как минимум, двумя системами рулевых поверхностей. Указанный способ включает выявление ближайших вихревых образований за самолетом; выбор, по крайней мере, одного механизма усиления переходного процесса, ведущего к деформации сбегающих вихрей; определение амплитуды и длины волны указанного дестабилизирующего процесса; моделирование естественной эволюции сбегающих вихрей; определение эффективности указанных механизмов пертурбации и усиления распада вихрей; определение местоположения вихрей как функции отклонения рулевых поверхностей; определение контрольных параметров для управления отклонением рулевых поверхностей, находящихся на крыле летательного аппарата.

Упомянутое выше выявление ближайших вихревых образований за самолетом предусматривает проведение исследований модели соответствующего самолета в аэродинамической трубе. Выбор, по крайней мере, одного механизма усиления переходного процесса включает проверку спутной струи на наличие или отсутствие четко оформленных пар вихревых образований. Определение амплитуды и длины волн указанного дестабилизирующего процесса (возмущающего воздействия на сбегающие вихри) включает проведение анализа устойчивости вихрей. Определение эффективности указанных механизмов пертурбации и усиления распада вихрей включает проверку спутной струи на разрушение вихрей в пределах установленного желаемого расстояния. Определение местоположения вихрей как функции отклонения рулевых поверхностей включает испытания модели соответствующего самолета в аэродинамической трубе.

Одним из дополнительных вариантов данного изобретения является устройство для раннего разрушения сбегающих вихрей за воздушным судном такой конфигурации, которая создает, по крайней мере, две пары вихревых образований. Крыло летательного аппарата такой конфигурации включает левую и правую консоли, причем каждая из них имеет, по крайней мере, две рулевые поверхности. Указанное устройство снабжено средствами для обнаружения ближайших вихревых образований за самолетом; средством для выбора, по крайней мере, одного механизма дестабилизации сбегающих вихрей; средством для определения амплитуды и длины волн указанного процесса дестабилизации сбегающих вихрей; средством для моделирования эволюции сбегающих вихрей; средством для определения эффективности указанных механизмов пертурбации и усиления распада вихрей; средством для определения положения вихрей как функции отклонения рулевых поверхностей; а также средством для определения контрольных параметров, необходимых для управления отклонением рулевых поверхностей.

Краткое описание чертежей
Для более полной оценки и лучшего понимания особенностей и многочисленных сопутствующих преимуществ данного изобретения ниже приводится его подробное описание со ссылками на прилагаемые чертежи.

Фиг. 1А – вид спереди на самолет с отклоненными рулевыми поверхностями (предшествующий уровень техники);
фиг. 1В – схема изменения подъемной силы по размаху крыла, предложенная Кроу и Бейтом;
фиг.1С – схема расположения вихрей (показанных кружками) и вихревых центроидов (показанных прямыми линиями) в результате перераспределения подъемной силы по размаху крыла, как показано на фиг.1В;
фиг. 1D – вид сверху, показывающий эффект перераспределения подъемной силы по размаху крыла при помощи рулевых поверхностей в ближнем поле непосредственно за самолетом (см. фиг.1А);
фиг.2А – перспективный вид на самолетное крыло с выпущенными закрылками;
фиг. 2В-2С – поперечные сечения крыла (фиг.2А) в районе элерона, флаперона и внутреннего закрылка соответственно;
фиг. 3А – вид сверху на самолет, показывающий различные вихревые образования;
фиг.3В – вид сзади по линиям 3В-3В, показанным на фиг.3А;
фиг.4А-4С – перспективные виды на две пары деформированных сбегающих вихрей после усиления их первоначальной деформации, вызванной применением, соответственно, механизмами длинноволновой дестабилизации, прогрессирующего переходного процесса и коротковолновой дестабилизации;
фиг. 5 – схема одного из вариантов активной системы раннего разрушения сбегающих вихрей, выполненной в соответствии с настоящим изобретением;
фиг. 6А – перспективный вид вихревых образований от законцовок крыла и кромок закрылков при создании возмущения при помощи активной системы разрушения сбегающих вихрей, показанной на фиг.5;
фиг.6В – схема изменения распределения подъемной силы по размаху крыла в результате действия активной системы управления, показанной на фиг.5;
фиг.6С – схема расположения вихрей (показанных кружками) и вихревых центроидов (показанных прямыми линиями) в результате перераспределения подъемной силы по размаху крыла, как показано на фиг.6В;
фиг.7 – логическая схема управления рулевыми поверхностями при их работе в активной системе разрушения вихревых образований, показанной на фиг.5;
фиг. 8А-8С – перспективные виды на промежуточные дестабилизирующие воздушные потоки, создаваемые активной системой разрушения сбегающих вихрей в соответствии с настоящим изобретением.

Подробное описание изобретения
Метод Кроу и Бейта с дополнениями и уточнениями (Кроу, 1971, Биланин и Уиднал) основывался на моделировании сбегающих вихрей и представлении их в виде одной пары вихревых образований – правого вихревого образования и левого вихревого образования. Для разрушения такой системы предполагалось использовать механизм прогрессирующего переходного процесса или, другими словами, механизм интенсивной дестабилизации, основанной на эффекте нестабильности Кроу. Именно такой механизм был представлен на схемах, описанных в публикациях Кроу, 1971, Биланина и Уиднала, Кроу и Бейта. С практической точки зрения дестабилизация спутной струи, основанная на эффекте Кроу, усиливает возмущение потоков воздуха и деформацию вихрей слишком медленно. Например, для достижения 10-кратного усиления первоначального дестабилизирующего эффекта Кроу на турбулентный след за Боингом 747-400 требуется расстояние, равное примерно девяностам размахам крыла указанного самолета. Для достижения практического эффекта от применения способа разрушения сбегающих вихрей в области коммерческой авиации требуется более высокий коэффициент усиления пертурбации.

Анализ, произведенный Краучем и изложенный им в статье “Устойчивость многочисленных пар сбегающих вихрей” (Crouch, J.D. Stability of multiple trailing-vortex pairs. In: The Characterization and Modification of Wakes From Lifting Vehicles in Fluids, pp. 17/1-8, AGARD CP-584, 1996) [в последующих ссылках “Крауч, 1996”], основан на обнаружении того факта, что некоторые авиационные вихревые системы могут при моделировании рассматриваться как, по крайней мере, две пары вихрей, сбегающих с задней кромки крыла – одна пара возникает от левой и правой законцовок крыла и другая пара возникает от левой и правой внешних кромок внутренних закрылков. На фиг.2А крыло 61 включает двухщелевые внутренние закрылки 62, однощелевые внешние закрылки 64, внешние элероны 68, флапероны 70, расположенные между внутренними закрылками 62 и внешними закрылками 64, и внутренние интерцепторы 72, расположенные перед внутренними закрылками 62. Соответствующие элементы механизации крыла (т. е. 62′, 64′, 66′, 68′, 70′, 72′) находятся на правом крыле, как изображено на фиг.3А. Фиг.2В-2D показывают типичные движения внешних элеронов 68, флаперонов 70 и внутренних интерцепторов 72 соответственно.

На фиг.3А представлен самолет с крылом, изображенным на фиг.2А с выпущенными закрылками. Показана пара вихрей 50, 50′ от законцовок крыла, пара вихрей 52, 52′ от внутренних закрылков, пара вихрей 54, 54′ от хвостового стабилизатора и пара вихрей 55, 55′ от обоих бортов фюзеляжа. Пара вихрей 52, 52′ от внутренних закрылков образуется у внешних кромок внутренних закрылков из-за падения нагрузки по размаху крыла в районе между внутренними закрылками 62, 62′ с одной стороны и внешними кромками внешних закрылков 64, 64′ с другой стороны. Фиг.3В представляет собой вид сзади по линиям 3В-3В на фиг. 3А. Стрелки, окружающие вихревые образования, показывают направление вращения вихрей. В зависимости от конкретной конфигурации самолета некоторые вихревые пары могут перемещаться к осевой линии самолета и, объединяясь, нейтрализовать друг друга, а также изменять общее направление вращения потока на данной стороне самолета. Другие вихревые пары изображенной системы могут оставаться в спутной струе за воздушным судном, сохраняя свою силу на расстоянии, равном многим размахам крыла самолета.

При моделировании системы, состоящей из многочисленных пар вихревых образований, Крауч обнаружил два новых механизма, действие которых усиливается с течением времени. В данном описании они называются механизмом прогрессирующего переходного процесса и механизмом коротковолновой дестабилизации. Крауч также обнаружил источник нестабильности, который, очевидно, является разновидностью эффекта дестабилизации Кроу. Этот источник назван здесь механизмом длинноволновой дестабилизации. Указанные новые механизмы используются в данном изобретении в качестве фактора усиления первоначальной нестабильности вихревого потока. Это усиление ведет к более быстрому распаду сбегающих вихрей, чем использование ранее известного фактора дестабилизации Кроу. В частности, ниже приводится описание одного из вариантов действия активной системы раннего разрушения сбегающих вихрей, являющейся объектом настоящего изобретения и иллюстрируемой фиг.5. Указанная активная система использует существующие рулевые поверхности самолета для дестабилизации воздушного потока, сбегающего с задней кромки крыла. Объединенный эффект одного или более возмущающих факторов, описываемых здесь, усиливает дестабилизацию спутной струи и приводит к быстрому распаду сбегающих вихрей в результате их наложения друг на друга и разрушения первоначальной структуры.

Использование совместного эффекта механизмов длинноволновой дестабилизации, прогрессирующего переходного процесса, коротковолновой дестабилизации и фактора дестабилизации Кроу приводит к хорошим результатам. На фиг.4А-4С показаны с определенным преувеличением положения двух деформированных пар сбегающих вихрей (50, 50′ и 52, 52′) после усиления первоначальных возмущающих воздействий при помощи, соответственно, механизмов длинноволновой дестабилизации, прогрессирующего переходного процесса и коротковолновой дестабилизации. Для целей нижеследующего описания продольным направлением считается направление полета самолета вдоль его оси, а поперечным направлением считается направление, перпендикулярное к продольному направлению. Вихревые пары представлены на чертежах после их снижения на расстояние, равное примерно половине размаха крыла (соответствующее одному периоду возмущающего воздействия в данных условиях). Каждая фигура отражает динамику процесса на расстоянии, равном одной длине волны. Интенсивность первоначального возмущения была одинакова для каждой пары вихрей, менялись только длины волн (частота дестабилизирующего воздействия) и поперечное направление первоначального возмущения с тем, чтобы дать более наглядное представление о дестабилизирующем действии того или иного фактора.

После первоначального дестабилизирующего воздействия (пертурбации) на крыльевые вихри, представленные на фиг.2А, действие механизма длинноволновой дестабилизации показано на фиг.4А. Первоначально каждое из вихревых образований 50, 50′ за внешним закрылком или за законцовкой крыла отклоняется дестабилизирующей струей вверх и в сторону от осевой линии самолета. Вихри 52, 52′ от внутренних закрылков испытывают дестабилизирующее воздействие в такой же форме и в той же фазе, что и вихри от внешних закрылков. Поскольку завихрения продолжаются за воздушным судном, вихри от левого крыла, то есть вихри 50 и 52, вращаются по отношению друг к другу в целом вокруг продольной оси самолета. Равным образом вихри от правого крыла (т.е. вихри 50′ и 52′) также вращаются по отношению друг к другу в целом вокруг продольной оси самолета. Скорость вращения левой и правой пары вихрей зависит от их мощности и расстояния от удаляющегося самолета.

Эффект механизма прогрессирующего переходного процесса показан на фиг.4В после соответствующего первоначального дестабилизирующего воздействия на крыльевые вихри, изображенные на фиг. 2А. Первоначально вихри 50, 50′ от внешних закрылков дестабилизируются каждый по направлению вверх и в сторону от продольной оси самолета. В данном случае внутренние вихри дестабилизирующему воздействию не подвергаются.

После соответствующей первоначальной дестабилизации крыльевых вихрей, изображенных на фиг.2А, эффект пертурбации, создаваемый механизмом коротковолновой дестабилизации, показан на фиг. 4С. Движение воздушных потоков сходно с тем, которое показано на фиг.4А, за исключением того, что длины волн пертурбационного воздействия намного короче и дестабилизация внутренних и внешних вихрей отличается по фазе.

При сравнении фиг.4А-4С специалисты в данной области техники смогут по достоинству оценить тот факт, что в предлагаемом изобретении используются вышеуказанные новые факторы дестабилизации турбулентного следа, действующие в системах с многочисленными вихревыми парами, в результате чего достигается более быстрое разрушение сбегающих вихрей и снижается нагрузка на воздушное судно, создающее турбулентный след, чем в том случае, когда используется только влияние дестабилизирующего фактора Кроу. Было подсчитано, что механизм коротковолновой дестабилизации может обеспечить десятикратное усиление интенсивности первоначальной пертурбации на расстоянии, равном примерно пятидесяти шести (56) размахов крыла за самолетом Боинг 747-400 (то есть на расстоянии, равном только 60% того расстояния, которое требуется для такого же усиления при использовании эффекта дестабилизации Кроу). Механизм прогрессирующего переходного процесса действует эффективнее при использовании более длинных волн и по расчетам обеспечивает усиление первоначальной пертурбации в десять раз на расстоянии менее тридцати размахов крыла того же самолета (то есть примерно на расстоянии, равном 30% того расстояния, которое требуется для достижения сопоставимого результата при использовании эффекта Кроу).

На фиг.5 изображена активная система раннего разрушения сбегающих вихрей 76, которая включает электронный блок управления 78, приводящий в действие через соответствующие сервомеханизмы, по крайней мере, две пары рулевых поверхностей. Летательный аппарат, использующий подъемную силу, включает крыло с элеронами 68, 68′ и интерцепторами 72, 72′, которые приводятся в действие соответственно исполнительными механизмами 80 и 82 по сигналу от блока управления. Последний представляет собой цифровой компьютер. Настоящее изобретение предусматривает также возможность применения других рулей управления в зависимости от конкретной конфигурации летательного аппарата. Равным образом использование настоящего изобретения может оказаться полезным при применении других аппаратов, имеющих подъемную силу, таких, например, как подводные лодки. Блок управления может быть выполнен в виде отдельного устройства, предназначенного только для управления заявленной активной системой, или же представлять собой часть существующей системы управления, например автопилота или электронно-вычислительной системы управления полетом.

Блок управления, показанный на фиг.5, осуществляет дестабилизирующее воздействие на пары сбегающих вихрей за самолетным крылом путем отклонения элеронов и интерцепторов таким образом, чтобы обеспечить наибольший коэффициент усиления одного или нескольких возмущающих потоков. В свою очередь усиление пертурбационного воздействия уменьшает расстояние, требуемое для саморазрушения сбегающих вихрей. Блок управления вызывает заранее определенные вращательные движения элеронов и интерцепторов вокруг оси их соединения с крылом. Такие движения имеют предпочтительно характер колебаний определенной частоты и амплитуды. Элероны отклоняются как в верхнее, так и в нижнее положения по отношению к плоскости крыла, оказываясь как выше, так и ниже соответственно верхней и нижней поверхностей. В отличие от элеронов интерцептор может поворачиваться только в положения, находящиеся над верхней поверхностью крыла.

Данные относительно предопределенных движений рулевых поверхностей целесообразно хранить в запоминающем устройстве компьютера. Эти данные определяются на стадии разработки активной системы применительно к конкретной конфигурации самолета и вводятся в память в табличном формате с тем, чтобы при использовании системы разрушения вихрей процессоры блока управления могли вызвать соответствующие отклонения рулевых поверхностей в зависимости от текущих конкретных условий полета самолета, например воздушной скорости, высоты, положения самолета в пространстве, отклонения закрылков и т.д. Один из способов определения данных для хранения в блоке памяти рассматривается ниже на примере фиг.7. Осуществляя постоянный мониторинг полетных условий, активная система разрушения сбегающих вихрей может вызывать и изменять отклонения соответствующих поверхностей управления в зависимости от режимов полета.

Фиг. 6А показывает вихри от законцовок крыла и кромок закрылков, подвергшиеся воздействию возмущающих потоков воздуха. Хвостовые вихри и спиралевидное вращение за крылом самолета не показаны для упрощения изображения. Вихри от законцовки крыла и закрылка на данной стороне самолета смещены возмущающими потоками друг к другу и в сторону друг от друга по размаху крыла. Степень пертурбации каждого вихря изображена в масштабе, обратно пропорциональном интенсивности вращения потока.

Как видно из фиг.6В, отклонение рулевых поверхностей обычно влияет на распределение подъемной силы крыла. Два разных варианта распределения нагрузки на крыло по размаху обеспечивают одну и ту же общую подъемную силу самолета. Фиг. 6В показывает, что внутренние закрылки имеют постоянную ориентацию, тем самым обеспечивая постоянство подъемной силы в районе корневой части крыла. Изменение в распределении подъемной силы происходит главным образом в районе между элероном и внешними закрылками и над интерцептором по размаху внутренних закрылков.

Фиг.6С показывает, что перераспределение подъемной силы по размаху крыла приводит к смещению вихрей от внутренних закрылков и законцовок крыла 52, 52′ и 50, 50′ соответственно между пунктирными и непрерывными линиями. В конечном счете это смещение вихревых потоков в ближнем поле ведет к возникновению периодических пространственных пертурбаций вихревых потоков. Длина волны искусственно вызванного дестабилизирующего эффекта (пертурбации) определяется частотой колебаний и скоростью самолета. Форма пространственной пертурбации выбирается таким образом, чтобы обеспечить инициацию одного или нескольких механизмов прогрессирующего переходного процесса, который быстро превращает первоначальную нестабильность вихрей в их существенную деформацию.

На фиг.6С положения вихрей показаны в виде кружков, а вихревые центроиды изображены в виде вертикальных линий. Пунктирные линии означают, что элероны отклонены вверх, в то время как флапероны (или интерцепторы) отклонены вниз; непрерывные линии означают, что элероны находятся в нижнем положении, а флапероны (или интерцепторы) – в верхнем положении. Анализ фиг.6С показывает, что совместный эффект дестабилизации обеих систем вихревых пар самолетного крыла приводит к минимальному смещению вихревых центроидов. По этой причине общая подъемная сила самолета сохраняется на прежнем уровне без существенного изменения нагрузки на корневую часть крыла.

При разработке активной системы разрушения сбегающих вихрей желательно ограничить до минимума число вихревых пар от законцовок крыла, внутренних закрылков и горизонтального оперения для моделирования сбегающих вихрей в ближнем поле непосредственно за летящим самолетом. Для большей ясности хвостовые вихри на фиг.6А-6С не показаны. Указанные вихри смещаются только при необходимости обеспечить неизменность подъемной силы самолета и его продольного момента. Поскольку хвостовые вихри сравнительно слабы и их дестабилизация не требует больших усилий, они не оказывают существенного влияния на расположение вихревых центроидов. По этой причине предлагаемая активная система не предусматривает особых мер по дестабилизации турбулентного следа от хвостового оперения.

Фиг. 7 представляет собой логическую схему выбора оптимальных движений рулевых поверхностей активной системой раннего разрушения сбегающих вихрей. Следует еще раз напомнить, что описание предложенного способа дается применительно к самолету. Данное изобретение, однако, может найти применение и в области других транспортных средств с использованием других типов рулевых поверхностей.

При выполнении шага 100 конструктор собирает данные о распределении вихрей в непосредственной близости от летательного аппарата (в ближнем поле) во время полета с выпущенными закрылками. Эти данные желательно получить при проведении одного или нескольких испытаний в аэродинамической трубе. Альтернативным вариантом является получение указанных данных расчетным путем. Во время выполнения указанных испытаний измеряется и записывается скорость воздушного потока при различном расположении источников вихреобразования на задней кромке крыла. Распределение потоков в дальнем вихревом поле определяется расчетным методом на базе данных, полученных по ближнему вихревому полю. В ближнем поле воздушные потоки, сходящие с задней кромки крыла в виде листообразной струи, быстро закручиваются и приобретают трубовидную форму. Измеряя интенсивность вихреобразования в ближнем поле, конструктор может теоретически определить расположение и интенсивность вихреобразования в среднем и дальних полях. Можно, конечно, произвести соответствующие замеры в среднем поле во время испытаний в аэродинамической трубе и использовать полученные результаты в виде достоверных данных, однако такой метод не является предпочтительным. Дело в том, что турбулентный след каждого типа самолетов уникален. Полученные данные целесообразно ввести в память компьютера и использовать для анализа и проведения расчетов.

После получения данных о распределении вихрей в ближнем поле производится проверка поля на наличие многочисленных устойчивых вихревых пар (шаг 102). Анализ распределения вихрей по результатам испытаний в аэродинамической трубе свидетельствует о том, что области больших градиентов скоростей потоков являются областями компактного образования вихрей. Если конфигурация самолета приводит к образованию вихрей от внутренних закрылков значительной интенсивности (превышающей примерно 25% силы вихрей от законцовок крыла) и значительной устойчивости (четко выраженная форма сохраняется в течение примерно одного оборота вихря от законцовки крыла), использование активной системы раннего разрушения сбегающих вихрей может оказаться наиболее эффективным. При типичных конфигурациях интенсивность вихрей от внутренних закрылков составляет примерно 40-50% интенсивности вихрей от законцовки крыла. Каждый вихрь от законцовки крыла представляет собой комбинацию вихрей, возникающих от законцовки крыла и от конца внешнего закрылка. Устойчивость многочисленных вихрей в значительной степени зависит от взаимного расположения вихрей, создаваемых внутренними закрылками, и вихрей, создаваемых хвостовым оперением. Если расстояние между двумя хвостовыми вихрями меньше, чем расстояние между двумя вихрями от внутренних закрылков, последние скорее всего будут обладать значительной устойчивостью.

При допущении существования указанных вихрей следующий шаг будет состоять в выборе дестабилизирующих механизмов, которые следует использовать (шаг 104). На фиг.7 этот шаг называется выбором механизма (механизмов) усиления. Такое название предполагает выбор любой комбинации дестабилизирующих механизмов, описанных выше и/или упоминавшихся в связи с ранее известными механизмами, такими как явление нестабильности или эффект дестабилизации Кроу. Выбор основывается на данных о длительности существования (устойчивости) хвостовых вихрей, длительности сохранения устойчивой формы вихрями от закрылков и законцовок крыла, относительной силы вихрей, а также других факторов, известных специалистам в данной области. Главная цель при выполнении этого шага заключается в выборе таких механизмов, которые обеспечат наибольший коэффициент усиления возмущающего воздействия на вихревые пары и быстро приведут к их разрушению.

При выборе дестабилизирующих механизмов желательно исходить из имеющихся данных о предполагаемой устойчивости различных вихревых пар. Эти данные должны основываться на анализе стабильности вихревой системы и моделировании эволюции вихрей. При устойчивости вихрей, образующихся как от закрылков, так и от хвостового оперения (то есть при отсутствии их смещения к осевой линии самолета), наиболее предпочтительным вариантом для разрушения вихрей будет механизм длинноволновой дестабилизации. Если коэффициент усиления дестабилизирующего фактора оказывается недостаточным для разрушения вихрей до их слияния, распад вихрей произойдет естественным путем благодаря совместному воздействию механизма прогрессирующего переходного процесса (дестабилизирующего систему многочисленных вихревых пар) и механизма дополнительного усиления дестабилизирующего процесса (фактора Кроу), воздействующего на оставшуюся после слияния пару вихрей. Иллюстрацией указанной ситуации является фиг. 8А, в которой при показанной конфигурации самолета возникают вихревые пары 50, 50′ от законцовок крыла, вихревые пары 52, 52′ от кромок внутренних закрылков и вихревые пары 54, 54′ от горизонтального хвостового оперения.

Если вихри от закрылков сохраняют свою устойчивость, а вихри от хвостового оперения смещаются к осевой линии самолета и разрушаются, предпочтительным вариантом действия будет использование механизма прогрессирующего переходного процесса и/или механизма коротковолновой дестабилизации. В тех случаях, когда вихри от закрылков и законцовок крыла срываются до завершения периода полного вихревого оборота, целесообразно воспользоваться способом наложения механизма длинноволновой дестабилизации на механизм коротковолновой дестабилизации. Если же вихри от закрылков и законцовок крыла сохраняют свою форму в течение периода, превышающего время полного вихревого оборота, и соотношение их интенсивности существенно не меняется, предпочтительным вариантом действия будет применение механизма коротковолновой нестабильности.

Вообще говоря, когда действие механизма прогрессирующего переходного процесса дополняется эффектом нестабильности Кроу, амплитуды первоначальной пертурбации, требуемые для разрушения вихрей в пределах определенного расстояния от самолета, уменьшаются по сравнению с теми амплитудами, которые требуются при использовании только эффекта Кроу. В связи с этим следует отметить, что уникальной особенностью изобретения является применение механизма прогрессирующего переходного процесса для снижения уровня первоначальной пертурбации или, при заданном уровне первоначальной пертурбации, для уменьшения расстояния, в пределах которого происходит разрушение вихрей.

Возвращаясь снова к фиг. 7, отметим, что амплитуды отклонения рулевых поверхностей и длина волн, необходимых для создания возмущающих воздействий на вихри, определяются при выполнении шага 106. После определения подходящих механизмов усиления дестабилизирующего воздействия необходимо определить первоначальную форму волн, создаваемых рулями управления. Например, при конфигурации, показанной на фиг.3А, данная операция включает предпочтительно определение частоты колебаний элерона и интерцептора, амплитуды их отклонений и формы пертурбационных воздействий (т.е. характера изменений положения рулевых поверхностей в течение периода колебаний).

Частота отклонения рулей управления выбирается таким образом, чтобы обеспечить пертурбацию заданной длины волны . Длина волны дестабилизирующего воздействия на вихревую систему зависит от коэффициента усиления выбранного механизма дестабилизации, от расстояния между вихрями от закрылков и от законцовок крыла, от относительной силы вихрей от закрылков и от законцовок крыла и от фактического размера ядра (жгута) вихрей. Для данной конфигурации крыла длина волны выбирается таким образом, чтобы усилить в максимальной степени воздействие дестабилизирующего фактора, ведущего к разрушению вихрей. Потенциальный диапазон длины волн может быть приблизительно выражен формулой
2b 12b,
где b обозначает размах крыла самолета.

Термин “длинная волна” означает примерно длину волн > 5b. Предпочтительная длина волны, которая обеспечивает максимальное усиление дестабилизирующего воздействия на вихри равняется 7b. Термин “короткая волна” означает грубо < 5b. Предпочтительная длина короткой волны, обеспечивающая максимальное усиление дестабилизирующего воздействия, зависит от размера ядра вихрей. Данное положение может быть подтверждено теоретически методом расчетов с использованием экспериментально полученных данных по размеру ядра вихрей или эмпирически путем измерения коэффициента усиления применительно к данной конфигурации летательного аппарата. Примером одновременного использования длинных и коротких волн может служить комбинация =2.5b и =7.5b.

Для данной длины волны частота колебаний (в герцах) выражается формулой
f=V_A/,
где V_A означает скорость самолета (в футах на секунду), а означает длину волны (в футах).

Первоначальная удвоенная (по размаху крыла) амплитуда дестабилизирующего воздействия А₀ оценивается сначала с использованием теоретического линейного коэффициента усиления А(х) как функция расстояния вихря за самолетом х и расстояния х_b, в пределах которого должно произойти разрушение вихря. Отношение интенсивностей дестабилизирующих воздействий на вихри от закрылков и вихри от законцовок крыла (которые должны быть приложены в противоположных направлениях) приблизительно равны отношению интенсивностей вихрей от законцовок крыла и вихрей от закрылков. Первоначальная амплитуда выбирается таким образом, чтобы дестабилизируемые вихри на правой и левой сторонах вошли в соприкосновение по оси самолета при х=х_b. Оценки, сделанные на базе линейной теории, затем уточняются при помощи нелинейных расчетов, включающих, при необходимости, вариант слияния вихрей и/или проведение наземных экспериментов.

Для каждой рулевой поверхности требуется свой алгоритм управления для обеспечения изменения ее положения в течение периода колебания. Указанные алгоритмы отрабатываются в процессе проведения испытаний в аэродинамической трубе. Положения вихрей от закрылков и законцовок крыла определяются методом анализа спутной струи при различных отклонениях рулевых поверхностей. Отклонения элеронов и флаперона (или интерцептора) сдвигаются по фазе для обеспечения неизменной величины подъемной силы крыла. Положение вихрей коррелируется с углами отклонения рулевых поверхностей во всем диапазоне вплоть до максимальной требуемой величины удвоенной амплитуды колебаний. Эта данные затем используются при определении сигналов управления рулевыми поверхностями для обеспечения желаемого дестабилизирующего воздействия на вихри.

Выполнение шага 108 (фиг.7) заключается в моделировании эволюции вихря на базе первоначальных условий (расчетным или экспериментальным путем) для последующего определения, произошло ли разрушение вихря (проверка 110). Если разрушения вихря не происходит, осуществляется регулировка механизмов усиления дестабилизирующего воздействия на вихри и величины отклонения рулевых поверхностей, пока не происходит разрушение вихря или не достигается существенное повышение эффективности работы системы.

После этого желаемые начальные пертурбации вихря переводятся в контрольные параметры (шаг 112) для их использования при управлении рулевыми поверхностями на самолете. Это требует вторичного введения данных о положении вихрей (шаг 114) как функции отклонения рулевых поверхностей, величина которых определяется испытаниями в аэродинамической трубе или расчетными методами. На завершающем этапе частота и углы отклонения рулевых поверхностей вводятся в активную систему разрушения вихрей для практического использования (шаг 116). Как было сказано выше, указанную информацию целесообразно выдавать в цифровом формате компьютерных таблиц.

Фиг. 8А-8С показывают начальный период дестабилизирующего воздействия на вихревые пары от законцовок крыла, кромок закрылков и горизонтального оперения, сходные с теми, которые были получены на Боинге 747-400. Представленные на фигурах схемы были получены расчетным методом при помощи уравнений Navier-Stokes, отражающих динамику вихревых процессов. Вихри изображены в том виде, в котором их можно наблюдать с земли, глядя на спутную струю. Для усиления дестабилизирующего воздействия были выбраны как механизм прогрессирующего переходного процесса, так и эффект нестабильности (дестабилизации) Кроу. Фиг.8А показывает вихри на начальном этапе пертурбации (т.е. так, как их можно наблюдать непосредственно за самолетом). Интересно, что в своей начальной стадии пертурбация не усиливает непосредственно дестабилизирующий эффект Кроу (т.е. вихревые центроиды не смещены). Фиг.8В показывает быстрый рост дестабилизирующего влияния пертурбации на вихри благодаря действию механизма прогрессирующего переходного процесса. Фиг.8С показывает начало слияния вихрей на расстоянии, равном двадцати размахам крыла, за самолетом. На стадии первоначального усиления дестабилизирующего эффекта вихревые центроиды обнаруживают значительное смещение от первоначального положения, приводящее к интенсивной остаточной пертурбации в вихрях, образовавшихся после слияния. Эта остаточная пертурбация продолжает увеличиваться благодаря дестабилизирующему эффекту Кроу, что приводит к разрушению вихрей на расстоянии, равном шестидесяти двум размахам крыла, за самолетом, что составляет примерно 4,076 километра (2,2 морские мили). Первоначальная пертурбация потребовала сдвига общей подъемной силы самолета только на 2%.

Хотя все иллюстрации и описание относятся только к предпочтительному варианту осуществления предложенного изобретения, последнее допускает внесение в него изменений в пределах заявленного существа и объема.

Формула изобретения

1. Способ ускорения раннего разрушения сбегающих вихрей, сформированных аппаратом, использующим подъемную силу с левым и правым подъемными поверхностями, формирующими по меньшей мере две пары сбегающих вихрей и имеющим по меньшей мере две системы поверхностей управления, причем указанный способ состоит в приведении в действие указанных поверхностей управления для прямого возбуждения и усиления действия по меньшей мере одного механизма из группы механизмов, включающих механизм прогрессирующего переходного процесса, механизм коротковолновой дестабилизации и механизм длинноволновой дестабилизации, вызывающих ускоренное разрушение сбегающих вихрей, при этом достижение разрушения сбегающих вихрей осуществляется без смещения центра тяжести вихрей на указанных левых и правых подъемных поверхностях и возникает при прямом возбуждении механизма дестабилизации Кроу.

2. Способ по п.1, в котором приведение в действие по меньшей мере двух указанных поверхностей управления осуществляется контроллером посредством электронной связи.

3. Способ по п.1, в котором контроллер включает запоминающее устройство и приведение в действие поверхностей управления включает этап определения соответствующих перемещений поверхностей управления посредством доступа к таблице, хранящейся в запоминающем устройстве контроллера.

4. Способ по п.1, в котором аппарат, использующий подъемную силу, представляет собой крыло летательного аппарата, имеющего элерон и интерцептор, и этап приведения в действие поверхностей управления включает изменение положения элеронов и изменение положения интерцептора.

5. Способ по п.1, в котором аппарат, использующий подъемную силу, представляет собой крыло летательного аппарата, имеющее элерон и флаперон, и этап приведения в действие поверхностей управления включает изменение положения элеронов и изменение положения флаперона.

6. Способ по п.1, в котором аппарат, использующий подъемную силу, включает крылья летательного аппарата, создающие по меньшей мере две пары вихрей от крыльев, приведение в действие поверхностей управления осуществляется в течение по меньшей мере одного захода на посадку и одного вылета из аэропорта.

7. Способ по п.1, в котором аппарат, использующий подъемную силу, представляет собой подводную лодку с поверхностями, создающими подъемную силу и вызывающими возникновение по меньшей мере двух пар вихрей.

8. Способ по п.1, в котором приведение в действие поверхностей управления не меняет существенно общую подъемную силу летательного аппарата или его продольный момент.

9. Способ по п.1, в котором возбуждение механизма коротковолновой дестабилизации осуществляется при наличии по меньшей мере двух пар вихрей.

10. Способ по п.1, в котором возбуждение и усиление механизма прогрессирующего переходного процесса, так и механизма коротковолновой дестабилизации осуществляется при наличии по меньшей мере двух пар вихрей.

11. Способ по п.1, в котором возбуждение механизма прогрессирующего переходного процесса осуществляется при наличии по меньшей мере двух пар вихрей.

12. Способ по п.1, в котором возбуждение и усиление механизма прогрессирующего переходного процесса, так и механизма усиления дестабилизации Кроу осуществляется при наличии по меньшей мере двух пар вихрей.

13. Способ выбора параметров управления в активной системе управления для раннего разрушения сбегающих вихрей, создаваемых аппаратом, использующим подъемную силу, причем указанный аппарат создает по меньшей мере две пары вихрей и имеет по меньшей мере две системы поверхностей управления, при этом способ включает (a) выявление вихревых образований в непосредственной близости летательного аппарата; (b) выбор по меньшей мере одного механизма усиления дестабилизирующего воздействия на сбегающие вихри; (c) определение амплитуд и длин волн дестабилизирующего воздействия; (d) моделирование естественной эволюции сбегающих вихрей; (e) определение эффективности пертурбации и механизмов усиления ее воздействия на вихри; (f) определение местоположения вихрей как функции отклонения поверхностей управления и (q) определение параметров управления для осуществления управления перемещением поверхностей управления крыла.

14. Способ по п.13, в котором выявление вихревых образований в непосредственной близости летательного аппарата включает проведение испытаний в аэродинамической трубе модели соответствующего летательного аппарата.

15. Способ по п.13, в котором выбор по меньшей мере одного механизма усиления включает этап определения существования вихревых пар на расстоянии.

16. Способ по п.13, в котором определение амплитуд и длин волн для создания пертурбации включает проведение анализа устойчивости вихрей.

17. Способ по п.13, в котором определение эффективности пертурбации и механизмов усиления включает определение факта разрушения вихрей в пределах установленного расстояния.

18. Способ по п.13, в котором определение местоположения вихрей как функции отклонения поверхностей управления включает проведение испытаний модели соответствующего летательного аппарата в аэродинамической трубе.

19. Устройство для раннего разрушения сбегающих вихрей для летательного аппарата, имеющего по меньшей мере две пары вихрей и при этом летательный аппарат имеет правое и левое крылья, каждое из которых имеет по меньшей мере две поверхности управления, причем указанное устройство включает (а) устройство для определения вихревых образований в непосредственной близости летательного аппарата; (b) устройство для выбора по меньшей мере одного механизма усиления дестабилизирующего воздействия на сбегающие вихри; (c) устройство для определения амплитуд и длин волн для дестабилизирующего воздействия; (d) устройство для моделирования естественной эволюции сбегающих вихрей; (e) устройство для определения эффективности пертурбации и механизмов усиления ее воздействия на вихри; (f) устройство для определения местоположения вихрей как функции отклонения поверхностей управления; (q) устройство для определения параметров управления для управления перемещением поверхностей управления крыла.

РИСУНКИ