RU2173284C2 - Aircraft wing and method of reduction of noise created by wing - Google Patents

Abstract

FIELD: aviation. SUBSTANCE: wing is provided with noise level reducing unit made in form of flap. Specific feature of this flap consists in availability of at least one lateral face provided with smooth curvilinear continuous surface which reduces turbulence in fluid medium when it moves from lower surface of flap to its upper surface. Lateral face of flap may be made with rounded-off surface having shape of semicircle. Method of reducing noise consists in manufacture of flap with lateral face described above. EFFECT: enhanced efficiency of nouse reduction at take-off and landing. 10 cl, 18 dwg

Description

Изобретение относится к способу и устройству снижения шума или аэродинамического звука, создаваемого планером самолета, движущегося в текучей среде. Более конкретно, настоящее изобретение относится к головке грани закрылка, имеющей гладкую, сплошную, криволинейную поверхность, для снижения шума, создаваемого гранью закрылка, когда грань подвергается воздействию текучей среды в ходе определенных условий полета. The invention relates to a method and apparatus for reducing noise or aerodynamic sound generated by a glider of an airplane moving in a fluid. More specifically, the present invention relates to a flap face head having a smooth, continuous, curved surface, for reducing the noise generated by the flap face when the face is exposed to fluid during certain flight conditions.

В ответ на требования общественности все службы гражданской авиации во всем мире для вновь разрабатываемых самолетов устанавливают более жесткие нормы по шуму. Эти новые нормы относятся к уровням шума, создаваемого самолетом, когда он взлетает или приземляется, т.е. во время разбега и захода на посадку. In response to public demands, all civil aviation services around the world are setting stricter noise standards for newly developed aircraft. These new standards apply to the noise levels generated by an airplane when it takes off or lands, i.e. during take-off and approach.

Планер самолета и силовые установки двигателей создают разные количества нежелательных слышимых шумов на каждом из указанных выше этапов. При разбеге наибольшее количество шума создают двигатели. В противоположность этому, шум планера намного сильнее при заходе на посадку, когда системы высокоэффективной механизации, к примеру механизмы передней кромки крыла и системы закрылков задней кромки крыла, выпускаются, а двигатели работают при небольших уровнях тяги или в режиме малого газа. Последние достижения в технологии силовых установок привели к существенному снижению шума двигателя на обоих этапах полета. Следовательно, при посадке самолета шум планера становится все более преобладающим источником аэродинамического шума. An airplane glider and engine power plants produce different amounts of unwanted audible noise at each of the above steps. During the take-off run, the greatest amount of noise is generated by the engines. In contrast, glider noise is much stronger when approaching, when highly efficient mechanization systems, such as wing leading edge mechanisms and wing trailing edge flap systems, are released and the engines operate at low levels of thrust or in low throttle mode. Recent advances in propulsion technology have led to a significant reduction in engine noise at both stages of flight. Therefore, when landing an airplane, glider noise becomes an increasingly dominant source of aerodynamic noise.

Шум планера генерируется текучей средой, к примеру воздухом, обтекающим фюзеляж самолета, шасси, крыло, переднюю кромку крыла, узлы высокоэффективной механизации и системы закрылков задней кромки. Большая часть слышимого шума создается системами закрылков, действующими при заходе на посадку, когда закрылки выпущены, а боковые грани закрылков подвергаются воздействию текучей среды. Считается, что аэродинамический шум закрылка создается текучей средой высокого давления, протекающей от нижней поверхности закрылка вблизи любой, подверженной воздействию, боковой грани закрылка к верхней поверхности закрылка. Эксперименты показывают, что основной и вторичные вихри могут образовываться на затупленной грани закрылка, подвергаемой воздействию текучей среды. Смотрите "An experimental investigation of wing tip turbulence with applications to aerosound", S.A. McInerny, W.C. Meecham and P.T. Soderman, AIAA Paper 86-1918, AIAA 10th Aeroacoustics Conference, Seattle, Washington, July 9-11, 1986. Эксперименты, проведенные изобретателями, показали, что, если вторичные вихри ослабляются или, по существу, исключаются, то шум, создаваемый гранями закрылков, может снижаться. Эти эксперименты также показали, что вторичные вихри вместе с основными вихрями вносят вклад в нежелательный аэродинамический шум. Airframe noise is generated by a fluid, for example, air flowing around an aircraft fuselage, landing gear, wing, wing leading edge, highly efficient mechanization units, and trailing edge flap systems. Most of the audible noise is generated by flap systems operating during approach when the flaps are released and the flank faces are exposed to the fluid. It is believed that flap aerodynamic noise is generated by high pressure fluid flowing from the bottom surface of the flap near any exposed side face of the flap to the top surface of the flap. Experiments show that primary and secondary eddies can form on the blunted face of a flap exposed to a fluid. See "An experimental investigation of wing tip turbulence with applications to aerosound", S.A. McInerny, W.C. Meecham and P.T. Soderman, AIAA Paper 86-1918, AIAA 10th Aeroacoustics Conference, Seattle, Washington, July 9-11, 1986. Experiments by the inventors have shown that if secondary vortices are attenuated or substantially eliminated, then the noise generated by the flap faces may decline. These experiments also showed that secondary vortices, together with the main vortices, contribute to unwanted aerodynamic noise.

В последнее время различные способы были разработаны для ослабления вихрей, образуемых закрылками и другими несущими (аэродинамическими) поверхностями, чтобы уменьшить сопротивление, сохранить или увеличить подъемную силу или снизить роль фатальных явлений, связанных с сильными вихрями, которые создаются широкофюзеляжными тяжелыми самолетами на небольших скоростях при разбеге и заходе на посадку. Например, генератор вихря согласно патенту США N 3596854, выданному 3 августа 1971 г. Haney, направляет текучую среду, протекающую от нижней поверхности законцовки крыла, от внешней законцовки элерона или от внешней кромки любой другой конструкции аэродинамической поверхности, в щель, образованную в трубчатой оболочке, которая прикреплена к конструкции. Захваченная текучая среда высокого давления образует вихрь внутри оболочки и отклоняется от задней кромки конструкции. Законцовка поверхности Coanda согласно патенту США N 5158252, выданному 27 октября 1992 г. Taylor, подавляет генерацию вихря законцовки путем образования барьера для текучей среды, перпендикулярного аэродинамической поверхности (крыла, закрылка и т.д.). Барьер устраняет поперечный поток из области текучей среды высокого давления аэродинамической поверхности к области текучей среды более низкого давления аэродинамической поверхности. В патенте США N 4477042, выданном 16 октября 1984 г. Criswold, раскрыта концевая пластинка (или щиток), установленная на законцовке крыла или на грани закрылка для управляемого слияния потоков текучей среды поперек верхней и нижней аэродинамических поверхностей крыла, или закрылка. Это управление вихрем может быть усилено путем выпуска текучей среды в объединенные потоки, посредством чего может быть достигнуто быстрое рассеяние опасных вихрей в турбулентном следе самолета. Recently, various methods have been developed to attenuate the vortices formed by flaps and other bearing (aerodynamic) surfaces in order to reduce drag, maintain or increase the lifting force, or reduce the role of fatal phenomena associated with strong vortices created by wide-body heavy aircraft at low speeds at Takeoff and landing. For example, a vortex generator according to US Pat. No. 3,596,854, issued Aug. 3, 1971 to Haney, directs fluid flowing from a lower surface of a wing tip, from an external tip of an aileron, or from an outer edge of any other aerodynamic surface structure, to a gap formed in a tubular shell which is attached to the structure. The trapped high pressure fluid forms a vortex inside the shell and deviates from the trailing edge of the structure. The Coanda surface tip according to US Pat. No. 5,158,252, issued October 27, 1992 to Taylor, suppresses the generation of the tip vortex by forming a fluid barrier perpendicular to the aerodynamic surface (wing, flap, etc.). The barrier eliminates the transverse flow from the high-pressure fluid region of the aerodynamic surface to the lower-pressure fluid region of the aerodynamic surface. U.S. Patent No. 4,477,042, issued October 16, 1984 to Criswold, discloses an end plate (or flap) mounted on a wingtip or on the edge of a flap for controllably merging fluid flows across the upper and lower aerodynamic surfaces of the wing or flap. This vortex control can be enhanced by releasing the fluid into the combined flows, whereby the rapid dispersion of dangerous vortices in the turbulent wake of the aircraft can be achieved.

Прототип, обсужденный выше, не относится к снижению шума, хотя известно применение аэродинамических щитков закрылков для существенного снижения аэродинамического шума, создаваемое выпущенным закрылком. Смотрите "Flap noise characteristics measured by preassure cross-correlation techniques", W.R. Miller (Миллер), Ph. D. Thesis, UCLA 1980. Однако механизмы, предложенные выше, не могут быть признаны удовлетворительными по ряду других причин. Например, механизмы, которые предложили Haney, Griswold и Taylor, в большей или меньшей степени повышают общую массу крыла, способствуют увеличению сопротивления, создаваемого закрылками при определенных условиях, усложнению конструкции и появлению трудностей при обслуживании, увеличивают стоимость проектирования, изготовления, обслуживания и эксплуатации. Как следствие этого, эти механизмы, по существу, не используются в большей части коммерческих самолетов с целью ослабления шума. The prototype discussed above does not apply to noise reduction, although flap aerodynamic flaps are known to significantly reduce the aerodynamic noise generated by the flap released. See "Flap noise characteristics measured by preassure cross-correlation techniques", W.R. Miller (Miller), Ph. D. Thesis, UCLA 1980. However, the mechanisms proposed above cannot be considered satisfactory for a number of other reasons. For example, the mechanisms proposed by Haney, Griswold and Taylor, to a greater or lesser extent increase the total mass of the wing, increase the resistance created by the flaps under certain conditions, complicate the design and the appearance of difficulties in maintenance, increase the cost of design, manufacture, maintenance and operation. As a consequence of this, these mechanisms are essentially not used in most commercial aircraft to reduce noise.

Закругленная головка закрылка была ранее испытана с целью определения ее эффективности при ослаблении шума, создаваемого закрылком в условиях захода самолета на посадку. Но эти испытания показали, что закругленная головка грани закрылка неэффективна для снижения шума, создаваемого закрылком в условиях захода на посадку. В противоположность этому, испытания, выполненные изобретателями настоящего изобретения, показали, что закругленная головка закрылка может быть эффективной для снижения шума в широком диапазоне частот нежелательного аэродинамического шума, создаваемого при заходе на посадку. The rounded head of the flap was previously tested in order to determine its effectiveness in attenuating the noise generated by the flap during the approach of the aircraft. But these tests showed that the rounded head of the flap face is ineffective in reducing the noise generated by the flap in the approach conditions. In contrast, tests performed by the inventors of the present invention have shown that a rounded flap head can be effective in reducing noise over a wide frequency range of unwanted aerodynamic noise generated during approach.

Поэтому в основу настоящего изобретения положена задача снижения аэродинамического шума, создаваемого планером самолета. Therefore, the present invention is based on the task of reducing aerodynamic noise generated by an airframe.

Еще одна задача настоящего изобретения заключается в создании способа и устройства для снижения шума, создаваемого самолетом, движущимся через текучую среду, когда грани закрылка самолета подвергаются воздействий текучей среды. Another objective of the present invention is to provide a method and apparatus for reducing the noise generated by an airplane moving through a fluid when the flaps of an airplane are exposed to a fluid.

Еще одной задачей изобретения является создание грани закрылка самолета, подвергаемой воздействию текучей среды, через которую передвигается самолет, с гладкой, сплошной, криволинейной поверхностью, к примеру с закругленной поверхностью, посредством чего уровни аэродинамического шума планера могут быть снижены, когда самолет совершает посадку. Another objective of the invention is the creation of the face of the flap of the aircraft, exposed to the fluid through which the aircraft moves, with a smooth, continuous, curved surface, for example with a rounded surface, whereby the aerodynamic noise levels of the airframe can be reduced when the aircraft lands.

Настоящее изобретение предполагает создание гладкой, сплошной, криволинейной поверхности, к примеру закругленной концевой головки, для любой грани закрылка самолета, подвергаемой воздействию текучей среды, которая перемещается относительно самолета, причем криволинейная поверхность существенно снижает любые генерирующие шум вторичные турбулентные вихри, которые могут быть образованы гранью закрылка, когда эта грань подвергается воздействию текучей среды. Испытания, выполненные изобретателями, показали, что закругленная головка грани закрылка эффективна для ослабления уровня шума в диапазоне средних и высоких частот, т.е. между примерно 500 Гц и примерно 10000 Гц. Из результатов этих испытаний можно сделать вывод о том, что грань закрылка, модифицированная в соответствии с принципами настоящего изобретения, существенно ослабляет или исключает вторичные вихри на грани закрылка. Закругленная головка грани закрылка - это более простое, более легкое и более дешевое решение для снижения аэродинамического шума, создаваемого планером самолета в условиях захода на посадку, чем прежние решения прототипа. The present invention contemplates creating a smooth, continuous, curved surface, for example, a rounded end head, for any face of an airplane flap exposed to a fluid that moves relative to the airplane, the curved surface substantially reducing any noise-generating secondary turbulent vortices that can be formed by a face flap when this face is exposed to fluid. Tests performed by the inventors have shown that the rounded head of the flap face is effective in attenuating noise levels in the mid and high frequencies, i.e. between about 500 Hz and about 10,000 Hz. From the results of these tests, we can conclude that the flap face, modified in accordance with the principles of the present invention, significantly weakens or eliminates secondary vortices on the flap face. The rounded head of the flap face is a simpler, lighter and cheaper solution to reduce the aerodynamic noise created by an airframe in an approach approach than previous prototype solutions.

Фиг. 1 показывает известный самолет с левым и правым крыльями;
Фиг. 2 показывает различные области правого крыла самолета, согласно фиг. 1, в которых при заходе на посадку возможна генерация шума;
Фиг. 3 представляет качественную оценку уровней шума, измеренных в областях, которые установлены на фиг. 2;
Фиг. 4 описывает систему закрылков задней кромки левого крыла, представленную внутри прямоугольника A;
Фиг. 5 - увеличенный вид системы закрылков задней кромки в соответствии с фиг. 4,
Фиг. 6 показывает обобщенный воздушный поток с образованием вихря вокруг основного внешнего закрылка системы закрылков, согласно фиг. 5;
Фиг. 7 - упрощенный вид конца основного внешнего закрылка, согласно фиг. 6, полученный путем сечения по линии 7-7 на фиг. 5, отражающий основной и вторичный вихри, которые могут образовываться вокруг притупленной грани закрылка;
Фиг. 8 поясняет известный щиток грани закрылка;
Фиг. 9 - вид сбоку в направлении борта щитка, согласно фиг. 8, полученный сечением фиг. 8 по линии 9-9;
Фиг. 10 - система закрылков задней кромки согласно фиг. 4, снабженная закругленной головкой грани закрылка, согласно настоящему изобретению;
Фиг. 11 - упрощенный вид конца, полученный сечением основного внешнего закрылка на фиг. 10 по линии 11-11, показывающий основной вихрь, который может формироваться вокруг закругленной головкой грани закрылка, согласно настоящему изобретению;
Фиг. 12 показывает уровни шума, создаваемого известной притупленной гранью закрылка и закругленной головкой грани закрылка согласно настоящему изобретению на низких, средних и высоких частотах для двух чисел M;
Фиг. 13 показывает частичный вид нижней поверхности левого крыла согласно фиг. 4, находящейся в зоне, которая ограничена прямоугольником B. Фиг. 13 также поясняет другую реализацию настоящего изобретения и новые выпуклые уплотнения, которые могут быть использованы в настоящем изобретении;
Фиг. 14 - частичный вид сбоку, полученный сечением фиг. 13 по линии 14-14;
Фиг. 15 - частичный вид сбоку, полученный сечением фиг. 13 по линии 15-15;
Фиг. 16 - частичный вид сбоку, полученный сечением фиг. 13 по линии 16-16;
Фиг. 17 - частичный вид сбоку, полученный сечением фиг. 13 по линии 17-17;
Фиг. 18 показывает другой самолет, имеющий левое и правое крылья, которые могут быть модифицированы для внедрения принципов настоящего изобретения.FIG. 1 shows a well-known aircraft with left and right wings;
FIG. 2 shows various regions of the right wing of an airplane according to FIG. 1, in which, when approaching, noise generation is possible;
FIG. 3 is a qualitative assessment of noise levels measured in the areas that are set in FIG. 2;
FIG. 4 describes a flap system of the trailing edge of the left wing, represented inside rectangle A;
FIG. 5 is an enlarged view of a trailing edge flap system in accordance with FIG. 4,
FIG. 6 shows a generalized airflow with the formation of a vortex around the main external flap of the flap system, according to FIG. 5;
FIG. 7 is a simplified view of the end of the main external flap according to FIG. 6 obtained by section along the line 7-7 in FIG. 5, reflecting the primary and secondary eddies that may form around the blunt edge of the flap;
FIG. 8 illustrates a known flap face flap;
FIG. 9 is a side view in the direction of the bead of the shield according to FIG. 8 obtained by the cross section of FIG. 8 along line 9-9;
FIG. 10 is a trailing edge flap system according to FIG. 4, provided with a rounded head flange face, according to the present invention;
FIG. 11 is a simplified view of the end obtained by a section of the main outer flap of FIG. 10 along line 11-11, showing a main vortex that can be formed around a rounded head of a flap face according to the present invention;
FIG. 12 shows the noise levels generated by the known blunt flap face and the rounded head of the flap face according to the present invention at low, medium and high frequencies for two numbers M;
FIG. 13 shows a partial view of the lower surface of the left wing according to FIG. 4 located in an area that is bounded by a rectangle B. FIG. 13 also illustrates another implementation of the present invention and new convex seals that may be used in the present invention;
FIG. 14 is a partial side view obtained by the section of FIG. 13 along line 14-14;
FIG. 15 is a partial side view obtained by the section of FIG. 13 along the line 15-15;
FIG. 16 is a partial side view obtained by the section of FIG. 13 along the line 16-16;
FIG. 17 is a partial side view obtained by the section of FIG. 13 along the line 17-17;
FIG. 18 shows another aircraft having left and right wings, which can be modified to implement the principles of the present invention.

На каждой из фигур, которые будут описываться, одинаковые номера предназначены для обозначения одних и тех же или подобных деталей. Обратимся к фиг. 1, на которой показан самолет 10 известной конструкции, имеющий пару двигателей 15, шасси (не показано), левое крыло 20 и правое крыло 25. Как обычно, каждое крыло 20, 25 имеет внутреннюю часть 30 и внешнюю часть 35, переднюю кромку LE и заднюю кромку TE. Каждое из крыльев 20, 25 снабжено рядом обычных поверхностей управления, таких, как спойлеры 40, по меньшей мере, один элерон 45 и система 50 закрылков у задней кромки. On each of the figures that will be described, the same numbers are intended to mean the same or similar details. Turning to FIG. 1, which shows an airplane 10 of known construction having a pair of engines 15, a landing gear (not shown), a left wing 20 and a right wing 25. As usual, each wing 20, 25 has an inner part 30 and an outer part 35, a leading edge LE and trailing edge TE. Each of the wings 20, 25 is provided with a number of conventional control surfaces, such as spoilers 40, at least one aileron 45 and a flap system 50 at the trailing edge.

Как это поясняется фиг. 1, аэродинамический шум планера является преобладающим источником шума самолета при заходе на посадку, когда системы высокоэффективной механизации, к примеру механизмы передней кромки (не показанные) и разнообразные закрылки в системе 50 закрылков у задней кромки, выпускаются, а двигатели 25 работают при малых уровнях тяги. Знание мест генерации шума вокруг самолета 10 очень важно для интерпретации и снижения шума планера. As explained in FIG. 1, glider aerodynamic noise is the predominant source of aircraft noise during approach when high-performance mechanization systems, such as leading edge mechanisms (not shown) and various flaps in flap system 50 at the trailing edge, are released, and engines 25 operate at low levels of thrust . Knowing where noise is generated around aircraft 10 is very important for interpreting and reducing glider noise.

Принимая указанное во внимание, изобретатели, используя масштабированные модели самолета, выполненные, согласно фиг. 1, выполнили серию уникальных испытаний в аэродинамической трубе. Задачи программы испытаний заключались в записи составляющих шума планера при различных конфигурациях крыльев и шасси (см. фиг. 2) в условиях, имитирующих условия захода самолета 10 на посадку. Эллиптическая зеркальная система микрофонов (не показанная) использовалась для получения отображений (не показанных) интенсивностей источника шума для всей области интегрирования, т.е. для области передней кромки правого крыла 25, для области шасси и для области, выбранной у внешней боковой притупленной грани закрылка в системе 50 у закрылков задней кромки. Отображение представляет собой убедительные картины шумовых составляющих и поясняет, как концепции снижения шума сказываются на конкретных областях крыла 25, генерирующих шум. Bearing this in mind, the inventors using scaled models of the airplane according to FIG. 1, performed a series of unique wind tunnel tests. The objectives of the test program were to record the noise components of the airframe for various configurations of the wings and landing gear (see Fig. 2) under conditions simulating the conditions for the aircraft 10 to land. The elliptical mirror system of microphones (not shown) was used to obtain displays (not shown) of the noise source intensities for the entire integration area, i.e. for the region of the leading edge of the right wing 25, for the region of the landing gear and for the region selected at the outer lateral blunt edge of the flap in the system 50 at the flaps of the trailing edge. The display is a convincing picture of the noise components and explains how noise reduction concepts affect specific areas of the wing 25 that generate noise.

Общеизвестно, что различные конструктивные элементы крыла генерируют шум в разных частотных диапазонах. Это же установлено серией испытаний в аэродинамической трубе, выполненных изобретателями. Отдельные области отображения интенсивности источников шума предполагаются имеющими независимые распределения плотности интенсивности источников шума. С использованием этого предположения распределение уровней шума в пределах отдельной зоны может быть проинтегрировано с целью получения спектральной информации для каждой независимой области (упомянутой выше) крыла. Например, на фиг. 3 показаны данные для отдельных областей одной из конфигураций самолета. Эта информация может быть использована для определения относительных уровней и частот источников шума, приписанных различным элементам крыла. Как видно из результирующих спектров, приведенных на фиг. 3, для большинства из испытанных конфигураций в источнике шума шасси преобладают низкие частоты, механизмы передней кромки генерируют значительный шум на средних частотах, а в источнике шума внешней боковой грани закрылка преобладают высокие частоты и присутствует часть средних частот. При этом принято, что диапазон низких частот охватывает частоты от, примерно, 400 Гц до примерно 1600 Гц, диапазон средних частот - от примерно 1600 до 4000 Гц, диапазон высоких частот от примерно 4000 Гц до 10000 Гц. Следовательно, одна из наиболее важных субсоставляющих шума планера генерируется на гранях закрылков. It is well known that various structural elements of the wing generate noise in different frequency ranges. The same is established by a series of wind tunnel tests performed by the inventors. Separate areas for displaying the intensity of noise sources are assumed to have independent density distributions of the intensity of noise sources. Using this assumption, the distribution of noise levels within a particular zone can be integrated to obtain spectral information for each independent area (mentioned above) of the wing. For example, in FIG. Figure 3 shows data for individual regions of one of the aircraft configurations. This information can be used to determine the relative levels and frequencies of noise sources attributed to various elements of the wing. As can be seen from the resulting spectra shown in FIG. 3, for most of the tested configurations, low frequencies prevail in the chassis noise source, leading edge mechanisms generate significant noise at medium frequencies, and high frequencies prevail in the noise source of the outer side flap edge and some of the mid frequencies are present. Moreover, it is accepted that the low frequency range covers frequencies from about 400 Hz to about 1600 Hz, the medium frequency range from about 1600 to 4000 Hz, the high frequency range from about 4000 Hz to 10000 Hz. Consequently, one of the most important sub-components of glider noise is generated on the flap faces.

Система 50 закрылков у задней кромки для левого крыла 20 показана внутри прямоугольника A, изображенного на фиг. 4. Как это лучше показано на фиг. 5, система 50 закрылков у задней кромки, которая пролегает от внутренней части 30 крыла примерно до внешней части 35 крыла, содержит подузел 55 внутренних закрылков и узел 60 внешних закрылков. Подузел 55 внутренних закрылков расположен непосредственно на внутренней части 30 крыла и содержит основной внутренний закрылок 65 и задний внутренний закрылок 70. Подузел 60 внешних закрылков содержит основной внешний закрылок 75 и задний внешний закрылок 80. Каждый из подузлов 55, 60 закрылков функционирует обычным образом с использованием обычных механизмов (не показанных), которые могут выпускать закрылки, когда это необходимо при заходе на посадку самолета. 10. Каждый основной и задний, внутренний и внешний закрылок 65, 70, 75 и 80, соответственно, образован в виде аэродинамического профиля и имеет верхнюю поверхность 85 и нижнюю поверхность 90 и, по меньшей мере, одну притупленную боковую грань 95. Поперечное сечение аэродинамического профиля основного внешнего закрылка 75 показано в упрошенном виде на фиг. 7 только для обсуждения. The flap system 50 at the trailing edge for the left wing 20 is shown inside the rectangle A shown in FIG. 4. As best shown in FIG. 5, the flap system 50 at the trailing edge, which extends from the inside of the wing 30 to about the outside of the wing 35, comprises a sub-assembly 55 of the inner flaps and an outer flap assembly 60. The inner flap subassembly 55 is located directly on the wing inner portion 30 and contains the main inner flap 65 and the rear inner flap 70. The outer flap subassembly 60 contains the main outer flap 75 and the rear outer flap 80. Each of the flap subassemblies 55, 60 functions normally using conventional mechanisms (not shown) that can release flaps when necessary when approaching an aircraft. 10. Each main and rear, inner and outer flap 65, 70, 75 and 80, respectively, is formed in the form of an aerodynamic profile and has an upper surface 85 and a lower surface 90 and at least one blunt side face 95. Cross section of the aerodynamic the profile of the main outer flap 75 is shown in a simplified form in FIG. 7 for discussion only.

Как обсуждалось выше и хорошо пояснялось фиг. 3, притупленные боковые грани 95 являются существенными источниками аэродинамического шума, когда самолет 10 заходит на посадку. Шум грани закрылка генерируется флоктуациями поверхностного давления (т. е. неустановившимися подъемными силами) вблизи боковой грани 95 выпускаемых закрылков, таких, как основной внешний закрылок 75. Шумовые источники, расположенные вблизи граней закрылка, связаны с образующимися здесь вихрями при любой притупленной грани любого закрылка, подвергаемого воздействию воздуха, через который проходит самолет 10. Например, что можно увидеть на фиг. 6 и 7, воздух высокого давления, перемещающийся от нижней поверхности 90 основного внешнего закрылка 75, циклически поворачивается на участке от притупленной грани 95 закрылка до верхней поверхности 85 закрылка и создает основной вихрь 100 и вторичные вихри 105 (на фиг. 6 показан только результирующий вихрь 110). Вторичные вихри 105 образуются на остром нижнем краю 115 грани 95 и на остром верхнем внешнем краю 120 грани 95 закрылка. Процесс образования вихря по своей сути является неустановившимся из-за его связи с турбулентностью верхнего потока. При посадке такое же явление характерно для заднего внешнего закрылка 80. Испытания, проведенные изобретателями, показали, что вторичные вихри 105 вместе с основным вихрем 100 создают значительный шум. As discussed above and well explained in FIG. 3, the blunted side faces 95 are significant sources of aerodynamic noise when the aircraft 10 lands. The flap face noise is generated by surface pressure flocculation (that is, unsteady lifting forces) near the lateral face of 95 issued flaps, such as the main external flap 75. Noise sources located near the flap faces are associated with the vortices formed here for any blunt edge of any flap exposed to air through which aircraft 10 passes. For example, what can be seen in FIG. 6 and 7, high-pressure air moving from the bottom surface 90 of the main outer flap 75 rotates cyclically in the region from the blunt edge 95 of the flap to the top surface 85 of the flap and creates the main vortex 100 and secondary vortices 105 (only the resulting vortex is shown in Fig. 6 110). Secondary vortices 105 are formed on the sharp lower edge 115 of the face 95 and on the sharp upper outer edge 120 of the flap face 95. The process of vortex formation is inherently unsteady due to its connection with turbulence of the upper stream. When landing, the same phenomenon is characteristic of the rear outer flap 80. Tests conducted by the inventors have shown that the secondary vortices 105 together with the main vortex 100 create significant noise.

В диссертации Миллера, упомянутой выше, установлено, что аэродинамические щитки снижают шум закрылка. На фиг. 8 и 9 можно видеть обычный щиток 125 грани закрылка, выполненный в виде вертикальной пластины, прикрепленной к нижней поверхности 130 левого крыла 20 вблизи подузла 60 внешних закрылков. Щиток 125 закрылка имеет размеры, позволяющие ему простираться назад до точки, которая совпадает с задней кромкой 135 заднего внешнего закрылка 80, когда при посадке этот закрылок полностью выпущен. В зависимости от конфигурации щиток 125 грани закрылка может быть использован для эффективного ослабления основного вихря 100 и вторичных вихрей 105, образующихся на внешних боковых притупленных гранях 95 обычных закрылков. Считается, что щиток 125 закрылка удерживает результирующий поток 110, образующийся на притупленной грани 95 закрылка от сцепления с верхней поверхностью каждого закрылка 75, 80, уменьшает флюктуации давления и тем самым снижает уровни шума, генерируемого закрылками. Однако щиток 125 закрылка воспринимается несовершенным, поскольку он увеличивает массу планера, сложен в производстве и эксплуатации, а также повышает сопротивление при некоторых скоростях обтекающего воздуха, вследствие чего расходы на изготовление, техническое обслуживание и эксплуатацию самолета возрастают. Miller's dissertation mentioned above found that aerodynamic flaps reduce flap noise. In FIG. 8 and 9, you can see a regular flap face flap 125, made in the form of a vertical plate attached to the bottom surface 130 of the left wing 20 near the external flap subassembly 60. The flap flap 125 is dimensioned to extend back to a point that coincides with the trailing edge 135 of the rear outer flap 80 when this flap is fully extended during landing. Depending on the configuration, the flap face flap 125 can be used to effectively attenuate the main vortex 100 and secondary vortices 105 formed on the outer lateral blunt edges 95 of conventional flaps. It is believed that the flap flap 125 holds the resulting stream 110, which is formed on the blunt flap edge 95 from engaging with the upper surface of each flap 75, 80, reduces pressure fluctuations and thereby reduces the noise levels generated by the flaps. However, the flap flap 125 is perceived to be imperfect, since it increases the mass of the airframe, is difficult to manufacture and operate, and also increases resistance at certain speeds of the flowing air, as a result of which the cost of manufacturing, maintenance and operation of the aircraft increases.

На фиг. 10 и 11 схематично показана конфигурация скругленной грани закрылка согласно настоящему изобретению. Во время испытаний, выполненных изобретателями, было обнаружено, что эта конфигурация снижает уровни шума (см. фиг. 12). Как лучше показано на фиг. 11, внешняя боковая грань внешнего основного закрылка 75 снабжена закругленной головкой 140 грани закрылка, которая располагается между острым нижним внешним краем 115 и острым верхним краем 120 боковой грани закрылка 75. Можно полагать, что эта головка 140 снижает уровни шума, поскольку острые кромки на верхней и нижней поверхностях 115, 120 закрылка устраняются, посредством чего исключается источник шума, управляемый вторичными вихрями 105. In FIG. 10 and 11 schematically show the configuration of the rounded edge of a flap according to the present invention. During tests performed by the inventors, it was found that this configuration reduces noise levels (see FIG. 12). As best shown in FIG. 11, the outer side face of the outer main flap 75 is provided with a rounded flap face head 140, which is located between the sharp lower outer edge 115 and the sharp upper edge 120 of the side flap 75 flap. It can be assumed that this head 140 reduces noise levels since the sharp edges on the top and the flap lower surfaces 115, 120 are eliminated, thereby eliminating the noise source controlled by the secondary vortices 105.

Фиг. 12 относится к сравнению закругленной головки 140 грани закрылка согласно настоящему изобретению с обычной притупленной гранью 95 закрылка. Как показано на этой фигуре, закругленная головка 140 грани закрылка не способствует снижению уровней шума на низких частотах. Эти данные для низких частот аналогичны данным, полученным другими исследователями, которые на основе своих данных для низких частот, сделали заключение о неэффективности закругленной грани закрылка для снижения аэродинамических шумов в условиях захода на посадку. FIG. 12 relates to comparing a rounded head 140 of a flap face according to the present invention with a conventional blunt flap face 95. As shown in this figure, the rounded flap head 140 does not reduce noise at low frequencies. These data for low frequencies are similar to the data obtained by other researchers, who, based on their data for low frequencies, concluded that the rounded flap face is ineffective in reducing aerodynamic noise during approach.

В противоположность этому, при использовании измерительной аппаратуры, описанной в общем виде выше, было установлено, что закругленная головка 140 грани закрылка по сравнению с притупленной гранью 95 снижает не меньше чем 3 дБ шум на высоких и средних частотах. Испытания показали, что закругленная головка 140 грани закрылка эффективна для ослабления шумов в диапазоне средних и высоких частот, т.е. между частотами примерно 500 Гц и примерно 10000 Гц. К счастью, при посадке шум двигателя в низкочастотном диапазоне преобладает и эффективно маскирует шум планера, создаваемый закрылкам. Шум планера в диапазонах средних и высоких частот лучше всего воспринимается человеком, а это как раз те диапазоны частот, в которых настоящее изобретение наиболее эффективно. На фигуре 12 показаны экспериментальные данные для двух различных чисел M при заходе на посадку. Как можно видеть, шум, генерируемый гранью закрылка, изменяется при изменении числа M. In contrast, when using the measuring equipment described in general terms above, it was found that the rounded head 140 of the flap face compared to the blunted face 95 reduces no less than 3 dB noise at high and medium frequencies. Tests have shown that the rounded flap head 140 is effective for attenuating noise in the mid and high frequencies, i.e. between frequencies of about 500 Hz and about 10,000 Hz. Fortunately, when landing, engine noise in the low frequency range prevails and effectively masks glider noise generated by flaps. The noise of a glider in the medium and high frequency ranges is best perceived by man, and these are precisely the frequency ranges in which the present invention is most effective. Figure 12 shows the experimental data for two different numbers M during approach. As you can see, the noise generated by the flap face changes with a change in the number M.

Головка 140 грани закрылка необязательно должна быть закруглена, как показано на фиг. 11. Согласно настоящему изобретению, возможны другие формы головки грани закрылка, которые очевидны для специалистов в рассматриваемой области техники. Любая гладкая, сплошная, криволинейная боковая поверхность, проходящая от нижней поверхности закрылка до верхней поверхности закрылка, будет обеспечивать желаемое ослабление шума, которое ожидается от настоящего изобретения. Другая реализация настоящего изобретения показана в качестве примера на фиг. 13-17. На фиг. 13 представлена увеличенная зона, заключенная в прямоугольник B на фиг. 4, и изображена, как вид снизу левого крыла 20, общая поверхность раздела между второй реализацией настоящего изобретения и фиксированной частью крыла 20, внешней относительно системы 50 закрылков задней кромки. The flap face head 140 need not be rounded as shown in FIG. 11. According to the present invention, other forms of the head of the flap face are possible, which are obvious to those skilled in the art. Any smooth, continuous, curved side surface extending from the bottom surface of the flap to the top surface of the flap will provide the desired noise attenuation expected from the present invention. Another implementation of the present invention is shown as an example in FIG. 13-17. In FIG. 13 shows an enlarged area enclosed in rectangle B in FIG. 4 and shows, as a bottom view of the left wing 20, a common interface between the second implementation of the present invention and the fixed portion of the wing 20 external to the trailing edge flap system 50.

Более конкретно фиг. 13 показывает головку 145 грани внешнего основного закрылка, расположенную на внешней боковой грани внешнего основного закрылка 75, соприкасающуюся с парой выпуклых уплотнителей 150, 155, прикрепленных к опорной конструкции 160 на внешней части крыла 20. Как видно из фигур 14-17, головка 145 грани закрылка имеет гладкую, сплошную, криволинейную поверхность с изменяющейся геометрией от передней кромки 165 внешнего основного закрылка 75 до задней кромки 170 закрылка 75. Выпуклые уплотнители 150, 155, в основном, уплотняют головку 145 грани закрылка по хорде внешнего основного закрылка 75, что делается для уменьшения паразитного сопротивления. В типовом случае для уплотнения притупленной боковой грани закрылка используются лопастные уплотнители (не показанные). Однако лопастной уплотнитель не будет эффективно предохранять от повышения паразитного сопротивления в случае, если он будет использоваться совместно с головкой (140 или 145) грани закрылка согласно настоящему изобретению. More specifically, FIG. 13 shows a head 145 of the face of the outer main flap located on the outer side face of the outer main flap 75 in contact with a pair of convex seals 150, 155 attached to the supporting structure 160 on the outer part of the wing 20. As seen from figures 14-17, the head 145 of the face the flap has a smooth, continuous, curved surface with varying geometry from the leading edge 165 of the outer main flap 75 to the trailing edge 170 of the flap 75. Convex seals 150, 155 mainly seal the head 145 of the flap face in the chord of the main flap 75, which is done in order to reduce the parasitic resistance. Typically, blade seals (not shown) are used to seal the blunt side face of the flap. However, a paddle seal will not effectively protect against an increase in parasitic resistance if it is used in conjunction with the flap head (140 or 145) of the flap of the present invention.

Хотя головки грани закрылка согласно настоящему изобретению были рассмотрены, в основном, применительно к внешней боковой грани основного закрылка 75 из подузла 60 внешних закрылков, для специалистов в рассматриваемой области техники очевидно, что головки 140, 145 грани закрылка могут использоваться, когда боковая грань любого закрылка подвергается воздействию потока воздуха, перемещающегося по поверхности крыльев 20, 25. Например, система 55 внутренних закрылков и система 60 внешних закрылков самолета 170, показанного на фиг. 18, имеет большое число граней закрылков, подвергаемых воздействию потока во время посадки, поскольку все закрылки каждой системы расположены рядом с силовыми элементами 175 планера (например, рядом с элеронами или с элеронами-закрылками), которые не выпускаются при посадке или фиксируются. Although the flap face heads according to the present invention have been considered mainly with respect to the outer side face of the main flap 75 from the external flap subassembly 60, it will be apparent to those skilled in the art that the flap face heads 140, 145 can be used when the side face of any flap is exposed to the flow of air moving over the surface of the wings 20, 25. For example, the internal flap system 55 and the external flap system 60 of the aircraft 170 shown in FIG. 18 has a large number of flap faces that are exposed to flow during landing, since all flaps of each system are located adjacent to glider force elements 175 (for example, next to ailerons or flap ailerons) that are not released during landing or are fixed.

Хотя были пояснены и описаны предпочтительные реализации настоящего изобретения, должно быть понятно, что варианты его могут быть созданы без отступления от сущности и объема изобретения. Следовательно, должно быть понятно, что изобретение не ограничено пояснениями и описанными частными реализациями. Although preferred implementations of the present invention have been explained and described, it should be understood that variations thereof can be created without departing from the spirit and scope of the invention. Therefore, it should be understood that the invention is not limited to the explanations and described particular implementations.

Предпочтительно, действительный объем и сущность изобретения определяются путем ссылки на следующие ниже пункты формулы изобретения. Preferably, the true scope and spirit of the invention is determined by reference to the following claims.

Реализации, изобретения, в связи с которыми заявлены исключительные права собственности, или привилегия, определены как следующие. Realizations, inventions in connection with which exclusive property rights are claimed, or a privilege, are defined as the following.

Claims (10)

1. Крыло самолета, совершающее относительное перемещение через текучую среду, содержащее внутреннюю и внешнюю части, верхнюю и нижнюю поверхности крыла, соединяющиеся друг с другом с образованием задней кромки, устройство снижения уровней шума, создаваемого крылом при перемещении через текучую среду, отличающееся тем, что устройство снижения уровней шума выполнено в виде закрылка, установленного на задней кромке крыла между внутренней и внешней частями крыла, имеющего верхнюю поверхность, нижнюю поверхность и, по меньшей мере, одну боковую грань, подвергаемую воздействию текучей среды при посадке самолета, при этом боковая грань закрылка выполнена с гладкой криволинейной сплошной поверхностью, снижающей турбулентность в текучей среде при перемещении последней от нижней поверхности закрылка к его верхней поверхности. 1. The wing of the aircraft, making relative movement through the fluid, containing the inner and outer parts, the upper and lower surfaces of the wing, connected to each other with the formation of the trailing edge, a device for reducing noise levels generated by the wing when moving through the fluid, characterized in that the noise reduction device is made in the form of a flap mounted on the trailing edge of the wing between the inner and outer parts of the wing, having an upper surface, a lower surface and at least one side th face is exposed to fluid during landing of the aircraft, wherein the lateral face of the flap is formed with a smooth continuous curved surface which reduces turbulence in the fluid during displacement of the latter on the lower surface of the flap to its upper surface. 2. Крыло по п.1, отличающееся тем, что боковая грань закрылка выполнена с закругленной поверхностью. 2. The wing according to claim 1, characterized in that the side face of the flap is made with a rounded surface. 3. Крыло по п.2, отличающееся тем, что боковая грань в поперечном сечении выполнена с полукруглой поверхностью. 3. The wing according to claim 2, characterized in that the side face in cross section is made with a semicircular surface. 4. Крыло по п.1, отличающееся тем, что между криволинейной поверхностью боковой грани и фиксированной конструкцией крыла размещено множество выпуклых уплотнений. 4. The wing according to claim 1, characterized in that between the curved surface of the side face and the fixed structure of the wing there are many convex seals. 5. Способ снижения шума, создаваемого крылом самолета при перемещении через текучую среду, имеющим внутреннюю и внешнюю части, верхнюю и нижнюю поверхности, соединяющиеся друг с другом с образованием задней кромки, отличающийся тем, что устанавливают закрылок на задней кромке крыла между внутренней и внешней частями крыла, оборудуют закрылок верхней поверхностью, нижней поверхностью и, по меньшей мере, одной боковой гранью, причем нижняя поверхность и, по меньшей мере, одна боковая грань подвергаются воздействию текучей среды при посадке самолета, образуют гладкую криволинейную сплошную поверхность на боковой грани закрылка, снижающей любые генерирующие шум вторичные турбулентные вихри, которые могут быть образованы боковой гранью закрылка при воздействии текучей среды. 5. A method of reducing the noise generated by an airplane wing when moving through a fluid having inner and outer parts, upper and lower surfaces connected to each other to form a trailing edge, characterized in that a flap is installed on the trailing edge of the wing between the inner and outer parts wings, equip the flap with an upper surface, a lower surface and at least one side face, the lower surface and at least one side face being exposed to the fluid during landing aircraft, form a smooth curved continuous surface on the side face of the flap, reducing any noise generating secondary turbulent vortices that can be formed by the side face of the flap when exposed to fluid. 6. Способ по п.5, отличающийся тем, что боковую грань закрылка выполняют с гладкой криволинейной сплошной закругленной поверхностью. 6. The method according to claim 5, characterized in that the side face of the flap is performed with a smooth curved continuous rounded surface. 7. Способ по п.6, отличающийся тем, что боковую грань закрылка выполняют с полукруглой в поперечном сечении поверхностью. 7. The method according to claim 6, characterized in that the side face of the flap is performed with a surface semicircular in cross section. 8. Способ по п.5, отличающийся тем, что между криволинейной поверхностью боковой грани закрылка и фиксированной конструкцией крыла размещают выпуклые уплотнения. 8. The method according to claim 5, characterized in that convex seals are placed between the curved surface of the flap lateral face and the fixed wing structure. 9. Крыло самолета, совершающее относительное перемещение через текучую среду, содержащее внутреннюю и внешнюю части, верхнюю и нижнюю поверхности крыла, соединяющиеся друг с другом с образованием задней кромки, устройство снижения уровней шума, создаваемого крылом при перемещении через текучую среду, отличающееся тем, что устройство снижения уровней шума выполнено в виде закрылка, установленного на задней кромке крыла между внутренней и внешней частями крыла, имеющего верхнюю поверхность, нижнюю поверхность и боковую грань, подвергаемую воздействию текучей среды при посадке самолета, при этом боковая грань закрылка выполнена с гладкой криволинейной сплошной закругленной с полукруглым поперечным сечением поверхностью, снижающей турбулентность в текучей среде по мере перемещения текучей среды от нижней поверхности закрылка к его верхней поверхности. 9. The wing of the aircraft, making relative movement through the fluid, containing the inner and outer parts, the upper and lower surfaces of the wing, connected to each other with the formation of the trailing edge, a device for reducing noise levels generated by the wing when moving through the fluid, characterized in that the noise reduction device is made in the form of a flap mounted on the trailing edge of the wing between the inner and outer parts of the wing, having an upper surface, a lower surface and a side face, exposed the influence of the fluid during the landing of the aircraft, while the flank lateral face is made with a smooth curvilinear continuous rounded surface with a semicircular cross section that reduces turbulence in the fluid as the fluid moves from the bottom surface of the flap to its upper surface. 10. Способ снижения шума, создаваемого крылом самолета при перемещении через текучую среду, имеющим внутреннюю и внешнюю части, верхнюю и нижнюю поверхности, соединяющиеся друг с другом с образованием задней кромки, отличающийся тем, что устанавливают закрылок на задней кромке крыла между внутренней и внешней частями крыла, оборудуют закрылок верхней поверхностью, нижней поверхностью и боковой гранью, подвергаемой воздействию текучей среды при посадке самолета, образуют гладкую криволинейную сплошную закругленную поверхность с полукруглым поперечным сечением, снижающим уровень турбулентности текучей среды при ее перемещении от нижней поверхности крыла к его верхней поверхности. 10. A method of reducing the noise generated by an airplane wing when moving through a fluid having inner and outer parts, upper and lower surfaces connected to each other to form a trailing edge, characterized in that a flap is installed on the trailing edge of the wing between the inner and outer parts wings, equip the flap with an upper surface, a lower surface and a side face exposed to the fluid during landing, form a smooth curved continuous rounded surface with a half circle a smooth cross section that reduces the level of turbulence of the fluid when it moves from the lower surface of the wing to its upper surface.

Images