Расчет крыла экраноплана – Репозиторий Самарского национального исследовательского университета имени академика С.П. Королёва: Недопустимый идентификатор

Расчет и анализ параметров адаптивной панели крыла экраноплана Текст научной статьи по специальности «Общие и комплексные проблемы технических и прикладных наук и отраслей народного хозяйства»

Эксплуатация и надежность авиационной техники

УДК 629.015; 629.022

РАСЧЕТ И АНАЛИЗ ПАРАМЕТРОВ АДАПТИВНОЙ ПАНЕЛИ КРЫЛА ЭКРАНОПЛАНА

А. А. Кудряшов, А. М. Турчанов, Н. В. Никушкин

Сибирский государственный университет науки и технологий имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

E-mail: [email protected]

Представлен расчет и анализ нижней панели крыла экраноплана с адаптивной нижней поверхностью.

Ключевые слова: экраноплан, адаптивная панель крыла.

CALCULATION AND ANALYSYS OF THE PARAMETERS OF AN ADAPTIVE WING PANEL

OF EKRANOPLAN

A. A. Kudryashov, A. M. Turchanov, N. V. Nikushkin

Reshetnev Siberian State University of Science and Technology 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: [email protected]

The article presents calculation and the analysis of the bottom panel of an ekranoplan wing with an adaptive bottom panel.

Keywords: ekranoplan, adaptive wing panel.

В продолжение исследуемой темы [4; 6; 9]. В работе [9] рассмотрена возможность использования нижней адаптивной панели для обеспечения продольной устойчивости экраноплана. Для выполнения условия адаптации панели в зависимости от высоты над экраном, панель должна обладать определенной жесткостью.

В виртуальной аэродинамической трубе [5] были получены распределения коэффициентов давлений по поверхности нижней оболочки [3; 9], на основе которых получены значения распределенных нагрузок на нижнюю поверхность на различных режимах полета.

Жесткость пластины есть величина прямопропор-циональная геометрическим характеристикам сечения. Следовательно, для обеспечения необходимой жесткости требуется задать толщину панели. В качестве расчетной была выбрана схема балки, шарнирно опертой по концам. Так как перепады давления по хорде крыла незначительны, то принимаем нагрузку q распределенной равномерно (рисунок).

Для данной расчетной схемы величина максимального прогиба рассчитывается по формуле [10]: F = 5q ■ l4 / (384E ■ J). Для расчетного случая момент инерции J = h ■ b3/12 [10], где b — ширина сечения (размах), h — толщина пластины. Отсюда: h = 5q х X l4 / (32E ■ b3 ■ f).

Величина прогиба f принимается равная шагу в толщине между переходными состояниями адаптивной панели (суд = 2; 4; 6; 8; 10 %).

Рассчитаны панели из 3-х материалов: текстолит, гетинакс, дюралюминиевый сплав Д16Т. Расчетные значения потребных толщин представлены в табл. 1.

При полученных толщинах нижней панели крыло экраноплана изменяется свою геометрию в требуемых пределах в зависимости от высоты над экраном. Однако полученные значения не попадают в нормированные (тестированные) толщины материалов (Д16АТ — 0,5 мм; текстолит ЛТ — 0,3 мм; гетинакс тип 112 марка X — 0,2 мм). По этой причине необходимо использовать специальные загрузочные и амортизирующие устройства, увеличивающие нагрузку на нижнюю панель и, следовательно, увеличивающие потребную толщину панели до необходимых гостиро-ванных значений. Количество загрузочных устройств принимается равным 2, тогда их требуемая жесткость рассчитывается по формуле

2 = <?экв*1 / (У*т),

где у — коэффициент, зависящий от количества сосредоточенных нагрузок т; I — размах крыла; дэкв — эквивалентная нагрузка на панель от воздушного потока. Полученные величины потребных усилий на загрузочных механизмах приведены в табл. 2.

Крыло с адаптивной нижней поверхностью и принципиальная схема нижней панели

Решетневскуе чтения. 2017

Таблица 1

Толщина нижней панели крыла

Текстолит Гетинакс Д16АТ

Толщина h, м 9,91846 • 10-6 5,87761 • 10-5 1,10205 • 10-5

Потребные усилия на загрузочных механизмах Таблица 2

Материал Текстолит ЛТ Гетинакс тип 112 марка X Д16АТ

Гостированная толщина, мм 0,3 0,2 0,5

Потребные усилия, Па 456232,5 47272,5 686632,5

Библиографические ссылки

1. Белавин Н. И. Экранопланы. 2-е изд., перераб. Л. : Судостроение, 1977. 232 с.

2. Иродов Р. Д. Критерии продольной устойчивости экраноплана : учен. записки ЦАГИ. М., 1970. Т. 1, № 4.

3. Кравец А. С. Характеристики авиационных профилей. М. : Гос. изд. оборон. пром., 1939. 332 с.

4. Чирков П. Р. Влияние адаптации геометрии профиля крыла на устойчивость экраноплана : дис. … канд. тех. наук ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2006.

5. JavaFoil — Analysis of Airfoils [Электронный ресурс]. URL: http://external.informer.com/mh-aerotools. de/airfoils%2Fj avafoil.htm.

6. Кудряшов А. А., Чирков П. Р. О влиянии близости поверхности на геометрию профиля крыла экра-ноплана в программе JavaFoil // Актуальные проблемы авиации и космонавтики ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2016.

7. Небылов А. В. Измерение параметров полета вблизи морской. СПб. : СПбГААП, 1994. 307 с.

8. Коваленко Г. Д., Шаймарданов Л. Г., Никуш-кин Н. В. Крыло экраноплана : автор. свидет. SU № 1189026 ДСП. М. : Патент, 1985. 5 с.

9. Кудряшов А. А., Никушкин Н. В. Исследование адаптивной панели крыла и ее влияние на продольную устойчивость экраноплана // Актуальные проблемы авиации и космонавтики ; Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2017.

10. Писаренко Г. С., Яковлек А. П., Матвеев В. В. Справочник по сопротивлению материалов. Киев : Наукова думка, 1988. 736 с.

References

1. Belavin N. I. Ekranoplany [Ekranoplans]. 2-e izd., pererab. L. : Sudostroenie, 1977. 232 р.

2. Irodov R. D. Kriterii prodol’noy ustoychivosti ek-ranoplana. [Criteria of ekranoplan directional stability] Uchen. zapiski TsAGI; TsAGI. M., 1970. Vol. 1, no. 4.

3. Kravets A. S. Kharakteristiki aviatsionnykh pro-filey. [Characteristics of airfoil-shaped profile] M. : Gos. izd. oboron. prom., 1939. 332 p.

4. Chirkov P. R. Vliyanie adaptatsii geometrii profilya kryla na ustoychivost’ ekranoplana [Impact of adjustment of airfoil-shape profile geometry on ekranoplan steadiness] : dis. … kand. tekh. nauk. Sib. gos. aerokosmich. un-t. Krasnoyarsk, 2006.

5. JavaFoil — Analysis of Airfoils [electronic resource]. URL: http://external.informer.com/mh-aerotools. de/airfoils%2Fjavafoil.htm.

6. Kudryashov A. A., Chirkov P. R. O vliyanii blizosti poverkhnosti na geometriyu profilya kryla ekranoplana v programme JavaFoil [To the impact of surface proximity to the ekranoplan wing airfoil-shaped profile geometry by software JavaFoil]: Aktual’nye problemy aviatsii i kosmonavtiki ; Sib. gos. aerokosmich. un-t. Krasnoyarsk, 2016.

7. Nebylov A. V. Izmerenie parametrov poleta vblizi morskoy [Measuring flight parameters in the sea proximity]. SPb. : SPbGAAP, 1994. 307 p.

8. Kovalenko G. D., Shaymardanov L. G., Nikush-kin N. V. Krylo ekranoplana [Ekranoplan wing]: avtor. svidetel’stvo / avtor. svidet. SU № 1189026 DSP. M. : Patent, 1985. 5 p.

9. Kudryashov A. A., Nikushkin N. V. Issledovanie adaptivnoy paneli kryla i ee vliyanie na prodol’nuyu us-toychivost’ ekranoplana [Researching an adjusting wing panel and its impact on ekranoplan directional stability]: Aktual’nye problemy aviatsii i kosmonavtiki. Sib. gos. aerokosmich. un-t. Krasnoyarsk, 2017.

10. Pisarenko G. S., Yakovlek A. P., Matveev V. V. Spravochnik po soprotivleniyu materialov [Reference book to material resistance]. Kiev : Naukova dumka, 1988. 736 p.

© KygpamoB A. A., TypnaHOB A. M.

HuKymKHH H. B., 2017

cyberleninka.ru

1 Предварительный расчет крыла

1. Определение геометрии крыла

,

где -удлинение крыла,

L – размах крыла, м, L=8 м,

S – площадь крыла, м² , S=12 м^2.

,

где η — сужение крыла

b_o — корневая хорда, м, b

o= 5,43 м,

b_k — концевая хорда, м, b_k=2,5 м.

Удлинение крыла

Угол стреловидности: 0⁰

2. Определение нагрузок, действующих на крыло

Нагрузки, действующие на крыло: для заданного случая нагружения определяем коэффициенты безопасности и максимальной эксплуатационной перегрузки. Величины эксплуатационных перегрузок в зависимости от максимального скоростного напораи полётной массыопределим по таблице типов самолетов.

Для данного типа самолёта принимаем n^э = 8.

Исходя из случая нагружения, коэффициент безопасности выбираем f=2.

Расчётную перегрузку определим по формуле .

Следовательно n^р = 8 × 2 = 16.

Случай соответствует криволинейному полёту с(отклоненные элероны или выход из пикирования) и с максимально возможной скоростью, соответствующей скоростному потокуq_max.max. Заданными величинами являются ,;.

Этот случай характерен для нагружения хвостовой части крыла. Вследствие перемещения назад центра давления на крыло действует значительный крутящий момент.

Расчетная аэродинамическая нагрузка прямого крыла определяется по формуле:

,

где G – вес самолета, кг, G = 17000 кг,

относительная циркуляция по размаху прямого крыла, учитывающая изменение коэффициента подъемной силы крыла по размаху и сужению крыла.

Для стреловидного крыла значение должно быть уточнено поправкой, учитывающей стреловидность крыла. Значения величиниснимаем с графиков. Тогдарассчитываем по формуле:

Массовые силы конструкции крыла определяем по формуле:

,

где — вес крыла,= 0,11.

Массовые силы от веса топлива определяем по формуле:

,

где — вес топлива,,кг.

Все расчеты сводим в таблицу 1.

Таблица 1

Величина	2z/l	0	0,1	0,2	0,3	0,4	0,5	0,6	0,65	0,7	0,75	0,8	0,85	0,9	0,95	1
	—	1,24	1,22	1,18	1,15	1,1	1,02	0,9	0,85	0,77	0,65	0,58	0,45	0,34	0,13	0
	—	-0,3	-,018	-0,09	-0,02	0,05	0,1	0,14	0,145	0,15	0,15	0,13	0,11	0,09	0,05	0
	—	0,094	1,04	1,09	1,13	1,15	1,12	1,04	0,995	0,92	0,8	0,71	0,56	0,43	0,18	0
		11186	12367	12971	13447	13685	13328	12367	11841	10948	9520	8449	6664	5117	2142	0
		1118,6	1236,7	1297,1	1344,7	1368,5	1332,8	1236,7	1184,1	1094,8	952	844,9	666.4	511,7	214,2	0
		3355,8	3712,8	3891,3	4034,1	4105,5	3998,4	3712,8	3552,15	3284,4	2856	2534,7	1999,2	1535	642,6	0
		6711,6	7425,6	7782,6	8068,2	8211	7996,8	7425,6	7104,3	6568,8	5712	5069,4	3998,4	3073,2	1285,2	0

По расчетным данным строим эпюру расчетной аэродинамической погонной нагрузки, эпюру расчетной массовой погонной нагрузки, эпюру расчетной суммарной погонной нагрузки (рис. 1).

Рис.1 Эпюры ,и

3. Построение расчетных эпюр

Исходными данными для расчета крыла на прочность являются эпюры перерезывающих сил , изгибающихи крутящих моментов, построенные вдоль размаха крыла.

При построении эпюр крыло представляют как двухопорную балку с консолями, нагруженную распределенными и сосредоточенными силами. Опорами являются узлы крепления крыла к фюзеляжу.

Определяем реакции опор:

.

кг

Эпюры,нужно строить от суммарной нагрузки

.

Используя дифференциальные зависимости:

; ,

получаем выражения идля любого сечения крыла:

; .

Для каждого участка находим приращение перерезывающей силы:

.

Суммируя значения от свободного конца и учитывая значения сосредоточенных грузов и реакций фюзеляжа, получаем значение перерезывающей силы в произвольном- ом сечении крыла

.

Аналогично определяем значение изгибающего момента в любом сечении крыла:

, .

Приняв количество сечений i = 10, ∆z = 0,5 м.

С учётом стреловидности крыла перерезывающую силу и изгибающий момент определим по формулам:

; ,

где — угол стреловидности.

Результаты сведены в таблицу 2.

Таблица 2

0	6711,6	7068,6	0,5	32843	336360	318690	159340	755660	528960
0,1	7425,6	7604,1	0,5	35521	301020	282010	141000	596310	417420
0,2	7782,6	7925,4	0,5	37127	263000	243180	121590	455310	318720
0,3	8068,2	8139,6	0,5	38198	223370	204270	102130	333720	233600
0,4	8211	8103,9	0.5	40520	185170	164910	82455	231583	162110
0,5	7996,8	7711,2	0,5	38556	144650	125370	62686	149130	104390
0,6	7425,6	7265,1	0,5	36326	106090	87930	43966	86442	60510
0,7	6568,8	6140,4	0,25	15351	52676	45000	11250	27170	19019
0,8	5069,4	4533,9	0,25	11335	23840	18180	4547	8273	5791
0,9	3073,2	2185,8	0,25	5441	7048	4327	1082	1283	898

По полученным данным строим эпюру изгибающих моментов (рис.2).

Для построения эпюр крутящих моментов, истинный крутящий момент должен быть определён относительно центра изгиба (жёсткости). Примем координату положения линии центров изгиба (жёсткости):

х_ж = 0,38в_СЕЧ.

Тогда а = 0,2b_СЕЧ, а₁ = 0,4b_СЕЧ.

Погонный крутящий момент в любом сечении относительно линии центров изгиба, оси определяется следующим образом:

.

Полный крутящий момент будет равен:

.

При наличии стреловидности :.

Эпюра строится только до борта фюзеляжа. При определениитакже удобно пользоваться методом трапеций с применением таблицы 3:

Где ; .

Таблица 3

0,2	127910	51884	0,34	0,35	17642	27757	27998	0,5	13999	67752	47426
0,3	134470	53788	0,3	0,33	16136	28239	27531	0,5	13766	53753	37627
0,4	136890	54740	0,26	0,3	14232	26823	24341	0,5	12171	39987	27991
0,5	133280	53312	0,24	0,26	12795	21858	17356	0,5	8678	27816	19471
0,6	123670	49495	0,23	0,24	16828	12853	13872	0,5	6936	19138	13396
0,7	109480	43792	0,21	0,22	9196	14890	12853	0,5	6427	12202	8541
0,8	84490	33796	0,18	0,2	6083	10815	8478	0,5	4230	5775	4043
0,9	51170	20468	0,15	0,18	3070	6140	3071	0,5	1536	1536	1075
1	0	0	0,13	0,15	0	0	0	0,5	0	0	0

Рис. 2 Эпюры погонного крутящего момента m и крутящего момента .

4. Проектировочный расчет крыла

На данном этапе подберём величины площади поперечных сечений силовых элементов крыла. Силовая схема крыла – двухлонжеронная, аэродинамический профиль сечения NASA2411 .

Определяем угол конусности крыла:

где -относительная толщина профиля.

Отсюда .

Перерезывающая сила в расчетном сечении равна:

где и-высота первого и второго лонжеронов,

— модуль упругости материалов поясов.

От перерезывающих сил в стенках лонжеронов действуют погонные касательные силы:

и ;

;

.

Погонные касательные силы в стенках лонжеронов от крутящего момента:

,

где -площадь контура межлонжеронной части сечения.

.

Суммарные касательные потоки в стенках лонжеронов от перерезывающих сил и крутящих моментов:

Толщины стенок лонжеронов и обшивки определяются по следующим формулам:

где — разрушающее касательное напряжение.

Получим

Берем шаг стрингеров 118 мм, получаем количество стрингеров

Определяем силы, действующие на верхней и нижней панелях крыла:

Где высота сечения,

— число стрингеров,

— ширина межлонжеронной части крыла.

Коэффициент 0,9 в величине учитывает ослабление обшивки отверстиями под заклепки.

Суммарная площадь растянутых и сжатых поясов лонжеронов:

— для сжатых поясов,

— для растянутых поясов,

где принимаем равным.

studfiles.net

Летающие суда — экранопланы

Н.И. Белавин
Журнал КиЯ №15 1968г

Не случайно создание принципиально новых типов судов почти всегда связывают с малым судостроением. Именно на небольших, сравнительно недорогих лодках и катерах удобно проводить эксперименты, причем высокие скорости достигаются при умеренной мощности механической установки. Глиссирующие катера, катамараны, суда на подводных крыльях и воздушной подушке, — все они начинались с малых судов.

Примечательно, что достигнутые успехи получали затем быстрейшее развитие на более крупных судах, дающих больший экономический эффект. Возможно, так будет и с парящими судами — экранопланами, хотя в настоящее время (в стадии экспериментов) их размеры и грузоподъемность невелики. Сейчас трудно говорить о перспективах внедрения экранопланов, но вероятные области их применения можно связать с высокими скоростями и проходимостью этих аппаратов. Вероятно, будут созданы быстроходные патрульные экранопланы для обширных заболоченных или заросших тростником устьев рек, возможно ими заинтересуются и спортсмены.

С основными принципами конструкции и движения экранопланов, их достоинствами и недостатками, по сравнению с судами других типов, знакомит читателей статья кандидата технических наук Н. И. Белавина.

Уже более ста лет инженеры-кораблестроители, борясь за скорость, стремятся «вытащить судно из воды», поднять его в воздух — среду в 840 раз менее плотную, чем вода. Глиссирование, подводные крылья, воздушная подушка,— таковы ступени развития этой идеи, последнюю из которых занимают экранопланы, т. е. аппараты, использующие при движении эффект повышения давления воздуха под крылом вблизи водной поверхности— экрана. Кстати, экранирующей, поверхностью может быть и земля, поэтому экранопланы, как и суда на воздушной подушке, являются амфибиями: они способны выходить на сушу, преодолевать заболоченные участки, парить над замерзшими водоемами и т. д.

Построенные в настоящее время экранопланы (табл. 1) еще далеки от совершенства. Их сравнительно низкие энерговооруженность и аэродинамические характеристики обеспечивают скорость в пределах 80— 150 км/час. Однако специалисты пришли к выводу, что технически вполне осуществимо повышение скорости экранопланов до 350 и более км/час.

Для сравнения возможностей экранопланов и скоростных аппаратов уже привычных нам типов используется такой наглядный показатель как аэрогидродинамическое качество К, представляющее собой отношение подъемной (полезной) силы аппарата к величине сопротивления среды (воды, воздуха) его движению. Напомним, что от величины К зависит необходимая для движения с заданной скоростью мощность, а следовательно, и вес энергетической установки и, что еще более важно, расход топлива.

Для глиссеров со скоростями движения 60—80 км/час гидродинамическое качество К=6/8, для судов на подводных крыльях с близкими скоростями К= 10/12, для судов на воздушной подушке К=12/16 (с учетом поддува 4—5), а для самолетов аэродинамическое качество K=16/17. Для существующих экранопланов значения К составляют 19—25, а это значит, например, что для движения с одинаковой скоростью экраноплану требуется втрое меньшая мощность, чем глиссеру.

Дело теперь за тем, чтобы практически реализовать это теоретически бесспорное преимущество. Вероятно, пройдет еще немного времени и над нашими реками и озерами появятся летающие катера — экранопланы. И мы не будем удивляться им, как не удивляет нас вид проносящихся мимо судов на крыльях или, тем более, пролетающих самолетов.

Из истории экранопланов. По-видимому, первый из них был создан финским инженером Т. Каарио. Зимой 1932 г. над замерзшей поверхностью озера он испытал экраноплан, буксируемый аэросанями. Позднее, в 1935—1936 гг. Каарио построил усовершенствованный аппарат, уже оборудованный двигателем с воздушным винтом, а в дальнейшем постоянно совершенствовал конструкцию своих экранопланов; последнюю модификацию — «Аэросани № 8» — он испытывал в 1960— 1962 гг. (рис. 1).

При расчете площади крыла определяющей величиной является удельная нагрузка на единицу его площади. Для существующих экранопланов величина эта сравнительно невелика (35—50 кг/м2), что объясняется стремлением ограничить мощность двигателя экспериментального аппарата.

Устройства для повышения качестве крыла. Для повышения летных и особенно взлетно-посадочных характеристик экранопланов их крылья оборудуют (рис. 14) щитками, закрылками, заслонками, концевыми шайбами. Применяются поворачивающиеся крылья.

Напомним, что отклонение щитков и закрылков обеспечивает увеличение подъемной силы крыла, главным образом, благодаря повышению вогнутости его профиля. Концевые шайбы уменьшают перетекание воздуха через оконечности крыльев, а вблизи экрана обеспечивают образование под крылом полузамкнутого контура с зоной повышенного давления. На экранопланах обычно применяются односторонние шайбы, расположенные только с нижней стороны крыла.

Особенности аэрогидродинамической компоновки. Существуют две схемы компоновки экранопланов: «летающее крыло» и самолетная.

Первая характеризуется тем, что несущее крыло опирается концами на два поплавка, которые одновременно выполняют роль концевых шайб. Достоинствами этой схемы являются высокое аэродинамическое качество (благодаря отсутствию развитого корпуса и надстроек) и возможность использования объемов самого крыла для размещения грузов, основным недостатком — сложность решения проблемы устойчивости и мореходности (особенно для малых аппаратов).

В самолетной схеме из-за малого удлинения крыла λ, сравнительно сильно сказывается влияние корпуса (фюзеляжа) аппарата, снижающее качество. Тем не менее, крылья малого удлинения установлены на большинстве современных экранопланов (исключение представляет модель X. Вейланда), так как с увеличением λ= l/b существенно ухудшаются мореходные и эксплуатационные качества аппарата, например, появляется опасность касания концом крыла гребня волны. При заданной площади крыла необходимое значение К можно обеспечить за счет уменьшения h, что требует, как известно, при заданной высоте полета увеличения хорды крыла, т. е. соответствующего уменьшения λ.

Устойчивость. Экраноплан, как и самолет, должен обладать способностью сохранять заданный режим полета и самостоятельно (без вмешательства пилота) возвращаться к нему после, например, порыва ветра. При движении аппарата продольная устойчивость в значительной степени обусловлена взаимным расположением его центра тяжести ЦТ и аэродинамического фокуса F (рис. 15), т. е. точки, относительно которой момент полной аэродинамической силы крыла не зависит от угла атаки при постоянной скорости полета. Если ЦТ самолета расположен впереди фокуса, аппарат обладает статической продольной устойчивостью (по перегрузке). Для экранопланов проблема устойчивости значительно сложнее, так как положение фокуса крыла экраноплана зависит не только от угла атаки, но и от h. Продувками моделей установлено, что обычно применяемые крылья не обладают продольной устойчивостью, поэтому все современные экранопланы (как и самолеты) приходится оборудовать стабилизаторами или другими устройствами, смещающими их F в хвост аппарата (тем самым увеличивается расстояние между ЦТ и F). Наиболее успешно проблема продольной устойчивости решена на аппарате «Х-112», на котором она обеспечивается, главным образом, высоко установленным на вертикальном оперении, за пределами влияния экрана, раз» витым стабилизатором.

Рис. 10. Экраноплан, построенный студентами ОИИМФ.

Что же касается поперечной устойчивости экранопланов, то она практически всегда будет обеспечена: в случае накренения аппарата на консоли крыла, приближающегося к экрану, возрастает подъемная сила и появляется восстанавливающий момент.

Путевая (курсовая) устойчивость обеспечивается примерно теми же способами, которые приняты в авиации, т. е. соответствующим выбором площади вертикального оперения (воздушного киля) и его положения относительно ЦТ экраноплана. При этом, естественно, существенную роль играет общая компоновка аппарата, в частности, положение точки приложения тяги винта.

Управляемость. Для управления по курсу чаще всего ставят один или два воздушных руля, для повышения эффективности обычно располагаемых в струе воздушного винта, В случае применения гребного винта используется обычный водяной руль либо подвесной мотор.

Известную сложность представляет свойственный экранопланам сильный дрейф на циркуляции; ведь у них нет ни погруженной в воду масти корпуса, ни стоек подводных крыльев. Возможности выполнения крутых виражей со скольжением несущего крыла ограничены опаской близостью поверхности воды или Земли.

Для управляемости в продольной плоскости практически все экранопланы, включая и аппараты с гребным винтом, оборудуются рулем высоты или закрылком. Эти же устройства используются при старте экраноплана и для балансировки его на выбранном режиме полета.

Управляемость аппаратов в поперечной плоскости, т. е. по крену, необходимая для противодействия кренящим моментам и выполнения виражей, осуществляется при помощи элеронов, элевонов (т. е. тех же элеронов, но выполняющих одновременно и функции рулей высоты) или зависающих элеронов (т. е. элеронов, могущих работать и в режиме закрылков). Площадь этих дополнительных плоскостей довольно велика, так как скорость движения экраноплана все же значительно меньше, чем скорость самолета. Так, суммарная площадь V-образного хвостового оперения на «КАG-3» составляет 3,2 м2 или около 35% площади несущего крыла.

Двигатели и движители. Мощность двигателей экранопланов, как Правило, сравнительно невелика: отнесенная к полному весу экракоплана она колеблется от 80 до 160 л. с/т.

Большинство современных экранопланов приводится в движение воздушным винтом. Достоинства его очевидны: это возможность достижения больших скоростей и обеспечения амфибийных качеств аппарата.

Реже используется гребной винт, работающий в воде. Его положительными сторонами являются сравнительно небольшие размеры и незначительная шумность, а самое главное — более высокий к. п. д. на скоростях до 100—120 км/час. Так, на швартовах удельный упор, развиваемый воздушными винтами, колеблется в пределах 2—3 кг/л. с, а у гребных достигает 4—5 кг/л. с.

Стартовые устройства. Для выхода на основной режим движения экраноплану, как и гидросамолету или судну на подводных крыльях, необходимо развить скорость, при которой подъемная сила крыльев станет равной весу аппарата и оторвет его от воды. Испытаниями моделей установлено, что максимальное сопротивление движению («горб» на кривой сопротивления) возникает на скоростях, составляющих 40—60% от скорости отрыва.

Из рис. 16 видно, что горб полного сопротивления R возникает вследствие роста его гидродинамической составляющей W при повышении скорости на режиме плавания. Именно горбу сопротивления при критической скорости vкр и соответствует минимальное значение аэрогидродинамического качества К экраноплана. Если максимальная тяга движителя недостаточна (кривая 1), экраноплан не сможет преодолеть горб сопротивления и будет продолжать глиссировать со скоростью, соответствующей точке а.

Насколько резко меняется сопротивление при разбеге видно, например, из кривой сопротивления экраноплана «Х-112» (рис. 17). При выходе на расчетный режим R упало с 25—35 до 10 кг, а гидродинамическое качество К (при весе D = 231 кг) увеличилось с 7,7 до 23.

Для преодоления горба сопротивления при разбеге и выходе на расчетный режим было бы необходимо кратковременно повышать мощность двигателя в 2,5—3,5 раза по сравнению с той, которая необходима для полета. На практике повышения подъемной силы, выталкивающей корпус из воды в момент разгона, достигают применением каких-либо стартовых устройств: закрылков, предкрылков, поворотных крыльев, гидролыж, систем поддува.

На «Аэросанях № 8», например, это — два небольших поворотных крыла, установленных между боковыми шайбами в струе воздушного винта. В момент разбега среднее крыло при помощи ручного привода устанавливается так, что отбрасываемая винтом воздушная струя направляется под основное несущее крыло. В результате в полузамкнутом объеме под несущим крылом, огражденном с боков поплавками-шайбами, а в хвостовой части опущенными закрылками, образуется воздушная подушка с повышенным давлением. Таким образом, даже при отсутствии поступательного движения на крыле развивается значительная подъемная сила, приподнимающая аппарат из воды.

Стартовое устройство в виде гидролыж, т. е. подводных крыльев Еесьма малого удлинения (λ=0,1 / 0,2 и менее), до настоящего времени было применено лишь на экраноплане X. Вейланда. Считается, что их достоинствами являются довольно высокое гидродинамическое качество (К = 5 / 6), возможность снижения перегрузок аппарата при движении на волнении и простота.

Стартовое устройство в виде специальной системы поддува, состоящей из двух вентиляторов с газотурбинным приводом, предусмотрено лишь на экраноплане «Коламбиа».

Стартовые устройства могут применяться также и для снижения перегрузок при посадке, особенно в сложных гидрометеорологических условиях.

Конструкция корпуса. По конструкции корпуса, поплавков, крыльев и других элементов современные экранопланы во многом напоминают самолет. Большинство аппаратов выполнено из легких, главным образом алюминиевых, сплавов, причем толщины обшивки и профилей набора (например, у экраноплана ОИИМФ) находятся в пределах 0,5—2,0 мм.

Несколько отличаются от других аппараты У. Бертельсона, на которых применена ферменная конструкция из легких стальных труб с дюралевой обшивкой. Оригинальна конструкция экраноплана Н. Дискинсона: несущее крыло и поплавки выполнены из сплошных брусков пенопласта, стянутых тонким стальным тросом.

Все в больших масштабах применяются и новые конструкционные материалы. Например, часть обшивки «КАG-3» изготовлена из стеклопластика.

boatportal.ru

Расчет и анализ параметров модифицированного профиля адаптивной панели крыла экраноплана Текст научной статьи по специальности «Общие и комплексные проблемы технических и прикладных наук и отраслей народного хозяйства»

ного двигателя // Вестник УГАТУ : науч. журнал Уфим. гос. авиац.-техн. ун-та. Уфа : УГАТУ, 2014. Т. 18, № 1 (62). С. 73-78.

4. Токарев В. П., Кудашов Д. Д. Повышение надежности диагностирования предпомпажного состояния ГТД // Электроэнергетические системы и сети. Энергосбережение : межвуз. науч. сб. / Уфимск. гос. авиац.-техн. ун-т. Уфа : УГАТУ, 2013. 318 с.

5. Симулятор работы мажоритарного диагностирования предпомпажного состояния и помпажа «СРМДПСП-1» : свид. прогр. ЭВМ 2014615364 Рос. Федерация ; Кудашов Д. Д., Токарев В. П., Муфазза-лов Д. Ф.

References

1. B. A. Chichkov «Working blades in Avionic GTE»-benefit for students, Part 1. Moscow State Technical University of Civilian Aviation. M., 2006. 74 s.

2. Compressor stall diagnostic method: pat. 2382909 Russian Federation: IPC F04D27/ 02 / V. S. Chigrin, I. V. Churbakov; patentee OJSC «scientific association «Saturn» 2008119292/06, applic. 15.05.2008; publ. 27.02.2010.

3. Tokarev V. P., Kudashov D. D. Before compressor stall condition of GTE condition diagnostic system. // Vestnik UGATU (scientific journal of Ufa State Aviation Technical University). Vol 18, № 1(62). Ufa : UGATU, 2014. P. 73-78.

4. Tokarev V. P., Kudashov D. D. Reliablity improvement of before-surge condition GTE diagnostic. // Electromechanic systems and nets. Energysaving / Ufa State Aviation Technical University. Ufa: UGATU, 2013. 318 p.

5. Diagnostic system simulator of compressor stall and before-compressor stall condition of GTE «DSSCSBCS-1».

© Ky^amoB fl. fl., ToKapeB B. n., 2016

УДК 629.015; 629.022

РАСЧЕТ И АНАЛИЗ ПАРАМЕТРОВ МОДИФИЦИРОВАННОГО ПРОФИЛЯ АДАПТИВНОЙ ПАНЕЛИ КРЫЛА ЭКРАНОПЛАНА

А. А. Кудряшов, Н. В. Никушкин

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

E-mail: [email protected]

Представлен расчет и анализ профиля адаптивной панели крыла экраноплана, модифицированного двумя способами.

Ключевые слова: экраноплан, адаптивная панель, модификация аэродинамического профиля.

CALCUCATING AND ANALYSING THE PARAMETERS OF THE MODIFIED PROFILE OF AN ADAPTIVE WING PANEL ON EKRANOPLAN

A. A. Kudryashov, N. V. Nikushkin

Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: [email protected]

The researchers present calculation and the analysis of the profile of an adaptive wing panel of the ekranoplan, modified in two ways.

Keywords: ekranoplan, an adaptive panel, modification of airfoil.

Экраноплан — летательный аппарат, летающий на высотах, равных от 0,05 до 0,2 хорды крыла вблизи опорной поверхности.

Главной проблемой экранопланостроения, начиная с момента проектирования конструкции, является обеспечение продольной устойчивости.

Продольная устойчивость обеспечивается тщательно рассчитанной аэродинамической конфигурацией, однако несмотря на это, экраноплан будет стабильным только на определенных режимах полета [1].

В работе для оценки апериодической устойчивости экраноплана используется критерий Иродова [2], согласно которому для обеспечения апериодической устойчивости экраноплана, необходимо обеспечить положение аэродинамического фокуса по высоте над экраном (х^( И)) впереди аэродинамического фокуса по углу атаки хРа( И).

В качестве базового профиля выбран профиль С1агк^Н с относительной толщиной (С) 6 % [3]. Выбраны и исследованы два способа его модификации: без поверхности управления (рис. 1) и с ней (рис. 2).

<Тешетневс^ие чтения. 2015

Рис. 3. Расчетные положения хРа, х^ профиля С1агк^Н в зависимости от И

Расчет модифицированных профилей производился аналитическим методом. Для анализа влияния изменения геометрии профиля адаптивной панели на устойчивость экраноплана выбраны промежуточные положения профиля с С в 2, 4, 8, 10 %. Модификация профиля производилась путем изменения нижнего контура при сохранении геометрии верхнего [4]. При модификации этим методом для определения ординат новой средней линии и ординат нижнего контура используются выражения

— К

Уср м

= Ув — С •

2

= — — А = — — • ь

ун мод уср мод С • ун С • ьС.

(1)

(2)

Полученные аэродинамические профили обдуты в виртуальной аэродинамической трубе JavaFoil [5; 6] в диапазоне углов атаки от 0 до 10 градусов и в диапазоне относительных высот над экраном (И ) от 2 до 25 %.

В результате численного эксперимента были получены значения Су, Сх, Ст0.25, Сркр., Мкр. С использованием формул [1; 2] были рассчитаны: коэффициент центра давления (Сд), центр давления (X) и координаты аэродинамических фокусов по углу атаки (х^) и по высоте над экраном (ха). Координаты фокусов представлены на графике (рис. 3).

Анализ полученных значений позволил сделать вывод: для обеспечения продольной устойчивости адаптивной панели крыла экраноплана целесообразно использовать серию профилей, определяющих изменяемую геометрию панели крыла.

Библиографические ссылки

1. Белавин Н. И. Экранопланы. 2-е изд., перераб. Л. : Судостроение, 1977. 232 с.

2. Иродов Р. Д. Критерии продольной устойчивости экраноплана // Учен. записки ЦАГИ. М. : ЦАГИ, 1970. Т. 1, № 4.

3. Кравец А. С. Характеристики авиационных профилей. М. : Гособорониздат, 1939. 332 с.

4. Чирков П. Р. Влияние адаптации геометрии профиля крыла на устойчивость экраноплана : дис. … канд. техн. наук / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2006.

5. JavaFoil — Analysis of Airfoils [электронный ресурс]. URL: http://external.informer.com/mh-aerotools.de/airfoils %2Fjavafoil.htm (дата обращения 07.08.2016).

6. Кудряшов А. А., Чирков П. Р. О влиянии близости поверхности на геометрию профиля крыла экра-ноплана в программе javafoil [the effect of proximity to the surface geometry of the profile of the ekranoplan wing in program javafoil] // Актуальные проблемы авиации и космонавтики / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Красноярск, 2016.

References

1. Belavin N. I. Ekranoplany [Ekranoplanes]. 2-e izd., pererab. L. : Sudostroenie, 1977. 232 p.

2. Irodov R. D. Kriterii prodol’noy ustoychivosti ekranoplana [Criteria for longitudinal of ekranoplan stability] // Uchen. zapiski TsAGI; TsAGI. M., 1970. Vol. 1, № 4.

3. Kravets, A. S. Kharakteristiki aviatsionnykh proffiley [Features air profiles]. M. : Gos. izd. oboron. prom., 1939. 332 p.

4. Chirkov P. R. Vliyanie adaptatsii geometrii profilya kryla na ustoychivost’ ekranoplana [Effect of adaptation to the geometry of the wing profile ekranoplan resistance]: dis. … kand. tekh. nauk. SibGAU, Krasnoyarsk, 2006.

5. JavaFoil — Analysis of Airfoils Available at: URL: http://external.informer.com/mh-aerotools.de /airfoils %2Fjavafoil.htm (accessed 07.08.2016)

6. Kudryashov A. A., Chirkov P. R. O vliyanii blizosti poverkhnosti na geometriyu profilya kryla ekranoplana v programme JavaFoil // Aktual’nye problemy aviatsii i kosmonavtiki. SibGAU, Krasnoyarsk, 2016.

© KyflpamOB A. A., HHKymKHH H. B., 2016

УДК 006.067

АНАЛИЗ ГОТОВНОСТИ ЛАБОРАТОРИИ АВИАЦИОННОЙ МЕТРОЛОГИИ ИНЖЕНЕРНО-

АВИАЦИОННОЙ СЛУЖБЫ ООО «АЭРОПОРТ ЕМЕЛЬЯНОВО» К ПРОХОЖДЕНИЮ

ИНСПЕКЦИОННОГО КОНТРОЛЯ

Е. А. Лаврентьева, Е. А. Жирнова

Сибирский государственный аэрокосмический университет имени академика М. Ф. Решетнева Российская Федерация, 660037, г. Красноярск, просп. им. газ. «Красноярский рабочий», 31

E-mail: [email protected]

Рассматривается анализ готовности лаборатории авиационной метрологии ИАС ООО «Аэропорт Емельянове» к прохождению инспекционного аудита с целью оценки ее компетентности в части выполнения калибровочных работ.

Ключевые слова: анализ, инспекционный контроль, аккредитация, калибровочная лаборатория, критерии аккредитации, калибровка, техническая компетентность.

ANALYSING READINESS OF LABORATORY AVIATION METROLOGY ENGINEERING AND AVIATION SERVICES AT «AIRPORT YEMELYANOVO» LTD TO UNDERGO INSPECTION CONTROL

E. A. Lavrentieva, E. A. Zhirnova

Reshetnev Siberian State Aerospace University 31, Krasnoyarsky Rabochy Av., Krasnoyarsk, 660037, Russian Federation E-mail: [email protected]

The article deals with procedure to analyse readiness of metrology laboratory of aviation engineering and aviation service of «Airport Emelyanovo» to undergo the inspection audit in order to assess its competence in the execution of the calibration work.

Keywords: analysis, inspection control, accreditation, calibration laboratory, accreditation criteria, calibration, technical competence.

Инспекционный контроль аккредитованных испытательных и калибровочных лабораторий является этапом аккредитации и проводится с целью установления того,

что аккредитованная испытательная или калибровочная лаборатория сохраняет свою компетентность и продолжает соответствовать критериям аккредитации.

cyberleninka.ru

Аэродинамический профиль крыла экраноплана

 

Применение: в крыльях и несущих поверхностях экранопланов и т.п. транспортных средствах. Технический результат: расширение диапазона коэффициентов подъемной силы C_ууст, в котором обеспечивается собственная устойчивость профиля крыла экраноплана на высотах как с сильным (H < 0,4B_А), так и со слабым (H > 0,4B_А) проявлением экранного эффекта. Сущность изобретения: аэродинамический профиль содержит носик (4), хвостик 5, соединенные верхним (1) и нижним (2) контурами, формирующими S-образную среднюю линию (3), причем максимальная толщина C_нmax нижнего контура (2) расположена на расстоянии, меньшем 0,7 хорды B_А от носика (4) профиля, а нижний контур 2 хвостика (5) выполнен выпуклым на расстоянии (0,1 — 0,3)B_А от хвостика (5) профиля и имеет радиус кривизны R_хвн = (0,5 — 4,5)B_А. Нижний контур (2) профиля может выполняться по меньшей мере с одним прямолинейным участком, а радиус кривизны R_хвн нижнего контура — как постоянным, так и переменным, уменьшающимся по мере приближения к хвостику (5). 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к транспортным средствам на динамической воздушной подушке, использующим при движении экранный эффект, обладающим статической устойчивостью в диапазоне высот как с сильным, так и со слабым проявлением экранного эффекта, вплоть до самолетных режимов полета, а именно к аэродинамическому профилю, предназначенному для восприятия экранного эффекта крыла (несущей поверхности) экранопланов и экранолетов.

Из уровня техники известны аэродинамические профили, обладающие собственной статической устойчивостью в зоне действия экранного эффекта, предназначенные для крыльев или несущих поверхностей экранопланов. В статье «Критерии продольной устойчивости экраноплана», автор Р.Д. Иродов, Ученые записки ЦАГИ, т. 1, N 4, с. 63-72, М.: ЦАГИ, 1970 [1], показано, что необходимым условием обеспечения устойчивости является расположение аэродинамического фокуса по высоте X_fH, равного частной производной коэффициента момента тангажа m_z по коэффициенту подъемной силы c_y при постоянном угле тангажа , впереди аэродинамического фокуса по тангажу X_f, равного частной производной коэффициента момента тангажа m_z по коэффициенту подъемной силы c_y при постоянной высоте H экраноплана над опорной поверхностью: X_fH = X_цм— dm_z/dc_y при = const; (1) X_f = X_цм-dm_z/dc_y при H = const; (2) X_fHX_f. (3) В статье «Расчетное исследование влияния параметров профиля на его аэродинамические характеристики вблизи экрана», авторы В.Н. Архангельский, С. И. Коновалов, Труды ЦАГИ, вып. 2304 (1985), с. 12-21 [2], показано, что в зависимости коэффициента подъемной силы профиля от угла тангажа при сохранении постоянной высоты над экраном c_y = f(,H) при H=const всегда есть такие углы тангажа ^*, при которых происходит разрыв в зависимости X_fH = f() 2-го рода, т. е. при которых невозможно обеспечить условие (3) в связи с положением фокуса по высоте X_fH на бесконечном удалении от профиля, причем при использовании профиля с S-образной средней линией при углах тангажа _уст>^* имеется диапазон углов тангажа _уст, (и коэффициентов подъемной силы c_ууст, при которых соблюдается необходимое условие устойчивости (3): при _уст = _уст—^* X_fHX_f; (4) при c_ууст= c_ууст— c^*_y X_fHX_f; (5) где _уст; c_ууст— угол тангажа и коэффициент подъемной силы, соответствующие совпадению положений фокусов по высоте и по углу тангажа Использование в экранопланах крыльев с профилем с S-образной средней линией позволило расширить диапазон углов тангажа _уст и коэффициентов подъемной силы c_ууст, при которых обеспечивается необходимое условие устойчивости (3). В результате стало возможным уменьшить статический момент горизонтального оперения и повысить тем самым аэродинамическое качество экранопланов. Однако, при полете на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H=(0,5-2,0B_A, где B_A — средняя аэродинамическая хорда крыла, как отмечалось в статье «Some nonlinear effects in stability and control of wing-in-cgound effect vehicles», автор Staufenbiel R., «J.Aircraft», 1978, VIII, v. 15, N 8, p. 541-544, [3], устойчивость полета без системы автоматического управления обеспечить не представлялось возможным. Исследованные в работе [2] профили содержат верхний и нижний контуры и среднюю линию S-образной формы, сходящиеся в носике и хвостике профиля, причем нижний контур профиля имеет меньшую, чем у верхнего контура кривизну r= 1/R (где R — радиус кривизны) в средней части профиля и выпуклый нижний контур хвостика. Особенностью рекомендуемых в работе [2] профилей является смещение максимального расстояния c_н.max=C_н.max/B_A от нижнего контура до хорды профиля (т.е. максимального расстояния от хорды профиля — прямой, соединяющей носик и хвостик профиля — до нижнего контура профиля, измеряемое по перпендикуляру к хорде профиля) в области Xc_н.max=0.70-0.95 хорды профиля B_A, что обеспечивает большую строительную высоту профиля в хвостовой части и тем самым способствует повышению прочности крыла при одновременном обеспечении собственной статической устойчивости профиля в зоне сильного экранного эффекта. Однако, смещение назад максимальной толщины нижней поверхности c_н.max, как показали проведенные исследования, сопровождается незначительным снижением угла тангажа ^* и коэффициента подъемной силы c^*_у и существенным уменьшением величин _уст, c_ууст по мере увеличения высоты, в том числе и на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4B_A. В результате уменьшаются диапазоны углов атаки _уст и коэффициента подъемной силы c_ууст, а величина коэффициента подъемной силы c_yуст на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4B_A снижается до величин, при которых аэродинамическое качество становится настолько низким, что для выполнения полета в зоне собственной устойчивости становится необходимым значительное увеличение тяговооруженности экраноплана. Поэтому для обеспечения устойчивости при полетах на высотах со слабым проявлением экранного эффекта приходится использовать систему автоматического управления. Конечно, возможен полет и в режиме ручного пилотирования экранолета, а периодически неустойчивого на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4B_A, однако, это требует от пилота большого напряжения, особенно при выполнении длительного полета, и может привести к аварийной ситуации. Таким образом, малый диапазон коэффициентов подъемной силы c_ууст и низкие величины коэффициента подъемной силы c_yуст, при которых соблюдается необходимое условие устойчивости (3), является недостатком известного из работы [2] аэродинамического профиля, принятого за наиболее близкий аналог. Решаемой технической задачей является обеспечение соблюдения необходимого условия устойчивости экраноплана на высотах как с сильным H0,4B_A, так и со слабым H>0,4B_A проявлением экранного эффекта путем обеспечения собственной устойчивости аэродинамического профиля крыла. Технический результат заключается в расширении диапазона коэффициентов подъемной силы c_ууст и увеличение предельного коэффициента подъемной силы c_yуст, при которых имеется собственная устойчивость экраноплана с крылом с предлагаемым профилем, на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4 при сохранении собственной устойчивости на малых высотах H Аэродинамический профиль крыла экраноплана, как и в наиболее близком аналоге [2] , содержит носик и хвостик, соединенные верхним и нижним контурами, среднюю линию S-образной формы, нижний контур профиля имеет в зоне максимальной толщины профиля больший, чем у верхнего контура, радиус кривизны, и выпуклый нижний контур хвостика, но, в отличие от наиболее близкого аналога [2] , максимальное расстояние от нижнего контура до хорды профиля расположено от носика профиля на расстоянии, меньшем 0,7 хорды профиля B_A, нижний контур хвостика выполнен выпуклым на расстоянии 0,1-0,3 хорды B_A от хвостика профиля и имеет радиус кривизны R_хв, равный 0,5-4,5 хорды B_A профиля. Профиль характеризуется тем, что его нижний контур включает по меньшей мере один прямолинейный участок. Профиль крыла может выполняться с постоянным радиусом кривизны нижнего контура хвостика R_хв.н=const. Профиль крыла может также выполняться с переменным радиусом кривизны нижнего контура хвостика R_хв.н=var. При переменной кривизне нижнего контура хвостика предлагается радиус кривизны R_хв.н выполнять уменьшающимся от начала сопряжения по мере приближения к хвостику. Признаки изобретения существенны для решения поставленной технической задачи и достижения технического результата, и являются необходимыми и достаточными для реализации изобретения. Действительно, выполнение аэродинамического профиля крыла экраноплана, содержащим носик и хвостик, соединенные верхним и нижним контурами, среднюю линию S-образной формы обуславливает возникновение диапазона величин углов тангажа _уст и коэффициентов подъемной силы c_ууст, в котором соблюдается необходимое условие устойчивости вблизи экрана. Выполнение нижнего контура профиля с меньшей, чем у верхнего контура кривизной r=1/R (где R — радиус кривизны контура профиля) в зоне максимальной толщины профиля при S-образности средней линии создает условия для реализации экранного эффекта на нижнем контуре и для создания подъемной силы на верхнем контуре профиля. Выполнение профиля с максимальным расстоянием c_н.max=C_н.max/B_A от нижнего контура до хорды профиля, расположенным на расстоянии менее 0,7 хорды B_A от носика, профиля обеспечивает, как показали проведенные исследования, рост предельных коэффициентов подъемной силы c^*_y ; c_ууст при незначительном снижении величины предельных углов тангажа ^*; _уст и увеличение диапазона коэффициентов подъемной силы c_ууст. Выполнение нижнего контура на расстоянии 0,1-0,3 хорды B_A от хвостика профиля выпуклым и имеющим радиус кривизны R_хв.н, равным 0,5-4,5 хорды профиля B_A, обеспечивает в наибольшей степени реализацию экранного эффекта в связи со снижением потерь аэродинамической подъемной силы из-за разрежения на нижнем контуре в районе задней кромки, происходящего в соответствии с эффектом Вентури, при одновременном сохранении условий для проявления эффекта Вентури в достаточной для обеспечения устойчивости степени. Наличие на нижнем контуре профиля одного прямолинейного участка создает благоприятные условия для торможения потока между нижним контуром и опорной поверхностью, что способствует увеличению подъемной силы на профиле. Наличие нескольких прямолинейных участков позволяет формировать профиль с большой положительной относительной вогнутостью f₁ при сохранении верхнего контура профиля и обеспечивает условия для возникновения зоны повышенного давления на нижнем контуре между участками при вогнутости нижнего контура, в результате чего повышается коэффициент подъемной силы вблизи опорной поверхности при том же угле тангажа. Выполнение радиуса кривизны нижнего контура хвостика R_хв.н профиля постоянным (R_хв.н=const) упрощает формирование контура профиля и технологию изготовления профиля крыла при достижении заявленного технического результата. Выполнение нижнего контура хвостика профиля с переменным радиусом кривизны R_хв.н=var создает условия для оптимизации параметров профиля для конкретной аэродинамической компоновки экранолета, а именно, в зависимости от формы крыла в плане, интерференции крыла с поверхностью агрегатов экраноплана и других особенностей аэродинамической компоновки. При этом возможно выполнение радиуса кривизны R_хв.н как возрастающим, так и уменьшающимся по мере приближения к хвостику профиля. Однако более предпочтительным является уменьшение радиуса кривизны нижнего контура хвостика R_хв.н по мере приближения к хвостику профиля в связи с достижением большего проявления эффекта Вентури в хвостовой части нижнего контура профиля. Таким образом, представленные в формуле изобретения признаки являются существенными и образуют совокупность, достаточную для реализации изобретения и достижения технического результата. Изобретение поясняется фиг. 1-5. На фиг. 2 показан профиль, принятый за наиболее близкий аналог. На фиг. 3 дан рекомендуемый профиль. На фиг. 4 показана зона устойчивости углов тангажа = f(H) экраноплана с крылом с известным и предлагаемым профилем. На фиг. 5 показана зона устойчивости коэффициентов подъемной силы с_y= f(H) экраноплана с крылом с известным и предлагаемым профилем. Аэродинамический профиль выполнен следующим образом. Аэродинамический профиль содержит верхний 1 и нижний 2 контуры, формирующие среднюю линию 3 S-образной формы (фиг. 2 и 3), носик 4 и хвостик 5, хорду 6 (отрезок прямой, соединяющий носик 4 с хвостиком 5). Нижний контур 2 в средней части профиля может выполняться вогнутым (с центром радиуса кривизны верхнего 1 и нижнего 2 контура, расположенными со стороны нижнего контура 2 профиля), выпуклым или содержащим по меньшей мере один прямолинейный участок 7. Выполнение нижнего контура 2 профиля с несколькими прямолинейными участками 7 расширяет возможности оптимизации параметров профиля. Например, при выполнении нижнего контура 2 профиля с двумя прямолинейными участками 7, расположенными в районе носика 4 и перед хвостиком 5, соединенными между собой вогнутым контуром, на нижнем контуре 2 профиля возникает зона повышенного давления, увеличивающая подъемную силу профиля вблизи экрана при том же угле тангажа. В наиболее близком аналоге, как показано на фиг. 2, положение максимального расстояния c_н.max=C_н.max/B_A от нижнего контура 2 до хорды 6 профиля смещено к хвостику 5 профиля на расстояние от носика 4, равное Xc_н.max= (0,70-0,95)B_A, где B_A — хорда 6 профиля. В результате линия 8, параллельная прямолинейному участку 7 нижнего контура 2 в средней части профиля, размещена ниже хорды 6, а хвостик 5 профиля — выше линии 8. Это приводит к уменьшению положительной вогнутости f₁=F₁/B (фиг. 2) и, как показали исследования, уменьшению предельных величин коэффициентов подъемной силы c_yуст и c^*_y при некотором увеличении предельных углов тангажа ^* и _уст. В предлагаемом изобретении хвостик 5 профиля расположен ниже линии 8, параллельной прямолинейному участку 7 нижнего контура 2 в средней части профиля. При этом линия 8 располагается не ниже хорды 6 профиля, а максимальное расстояние c_н.max от нижнего контура 2 до хорды 6 профиля смещается в сторону носика 4 профиля: Xc_н.max. Радиус кривизны R_хв.н нижнего контура хвостика 5 предлагается выполнять в пределах (0,5-4,5)B_A хорды 6 профиля, причем радиус кривизны R_хв может выполняться постоянным и переменным, как уменьшающимся, так и увеличивающимся по мере приближения к хвостику 5 профиля. В предпочтительном варианте выполнения нижний контур 2 содержит один прямолинейный участок 7, расположенный в зоне максимальной толщины c_max профиля, вплоть до сопряжения с криволинейным участком нижнего контура 2 хвостика 5 на расстоянии 0,8B_A хорды 6 от носика 4 профиля и радиусом нижнего 2 контура хвостика 5, равным R_хв.н=(0,50-4,5)B_A хорды 6 профиля. Профиль функционирует следующим образом. При обтекании профиля вблизи экрана над верхним контуром 1 возникает распределение давления, близкое к распределению давления на большой высоте, вне зоны влияния опорной поверхности. Обтекание нижнего контура 2 профиля с S-образной средней линией 3 на большой высоте, вне зоны действия экранного эффекта характеризуется разрежением в хвостовой части профиля, которое приводит к незначительной потере подъемной силы и уменьшению аэродинамического момента профиля при сохранении положения аэродинамического фокуса по тангажу X_f примерно на 25% хорды 6 профиля. По мере приближения к экрану между контуром хвостика 5 профиля с S-образной средней линией 3 и опорной поверхностью возникает разрежение вследствие действия эффекта Вентури, что приводит к смещению центра давления и аэродинамического фокуса по высоте X_fH в сторону носика 4 профиля. Подобный характер обтекания сохраняется как на профиле, принятом за наиболее близкий аналог (фиг. 2), так и на предлагаемом профиле (фиг. 3). Зависимость = f(H), представленная на фиг. 4, показывает, что величины предельных углов тангажа ^* и _уст у экраноплана с крылом с известным профилем несколько выше, чем у такого же экраноплана с крылом с предлагаемым профилем. Однако, предельные коэффициенты подъемной силы c^*_y и с_ууст, как показано на графике зависимости c_y=f(H) на фиг. 5, у экраноплана с крылом с предлагаемым профилем существенно больше, чем у экраноплана с крылом с известным профилем, и достигают величин, при которых аэродинамическое качество достаточное для совершения крейсерских режимов устойчивого полета. При радиусе кривизны R_хв.н нижнего контура 2 профиля, равном (0,5-4,5)B_A хорды 6 профиля, расположенном на расстоянии (0,1-0,3)B_A хорды 6 от хвостика 5 профиля, как показали исследования, в наибольшей степени проявляется заявленный технический результат. Выполнение нижнего контура 2 хвостика 5 с переменным радиусом кривизны R_хв.н, уменьшающимся по мере приближения к хвостику, обеспечивает возможность оптимизации формы профиля в зависимости от формы крыла, компоновки транспортного средства и аэродинамической интерференции между агрегатами компоновки. Представленной в описании и формуле изобретения информации достаточно для реализации изобретения в экранопланах, экранолетах и других транспортных средствах, при движении которых используется экранный эффект, с получением указанного технического результата. При этом в каждом конкретном случае профиль может быть видоизменен с учетом особенностей аэродинамической компоновки транспортного средства, но в любом случае для обеспечения устойчивости в диапазоне от малых высот с сильным действием экранного эффекта до высот со слабым проявлением влияния опорной поверхности на аэродинамические характеристики профиля и транспортного средства, вплоть до «самолетных» высот полета, профиль включает указанные в независимом пункте формулы изобретения признаки.

Формула изобретения

\ \ \1 1. Аэродинамический профиль крыла экраноплана, содержащий носик и хвостик, соединенные верхним и нижним контурами, формирующими среднюю линию S-образной формы, хорду, соединяющую носик с хвостиком, нижний контур профиля в зоне максимальной толщины профиля выполнен с меньшей, чем у верхнего контура, кривизной, нижний контур хвостика выполнен выпуклым, отличающийся тем, что максимальное расстояние от нижнего контура профиля до хорды расположено от носика профиля на расстоянии, меньшем 0,7 хорды профиля, нижний контур хвостика на расстоянии, равном 0,1 — 0,3 хорды от хвостика профиля, выполнен с радиусом кривизны, равном 0,5 — 4,5 хорды профиля. \\\2 2. Профиль по п.1, отличающийся тем, что нижний контур профиля включает по меньшей мере один прямолинейный участок. \\\2 3. Профиль по п.1 или 2, отличающийся тем, что нижний контур хвостика выполнен с постоянным радиусом кривизны. \\\ 2 4. Профиль по п.1 или 2, отличающийся тем, что нижний контур хвостика выполнен с переменным радиусом кривизны. \\\2 5. Профиль по п.1, или 2, или 4, отличающийся тем, что нижний контур хвостика выполнен с уменьшающимся по мере приближения к задней кромке профиля радиусом кривизны.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5

findpatent.ru

аэродинамический профиль крыла экраноплана — патент РФ 2118269

Применение: в крыльях и несущих поверхностях экранопланов и т.п. транспортных средствах. Технический результат: расширение диапазона коэффициентов подъемной силы C_ууст, в котором обеспечивается собственная устойчивость профиля крыла экраноплана на высотах как с сильным (H _А), так и со слабым (H > 0,4B_А) проявлением экранного эффекта. Сущность изобретения: аэродинамический профиль содержит носик (4), хвостик 5, соединенные верхним (1) и нижним (2) контурами, формирующими S-образную среднюю линию (3), причем максимальная толщина C_нmax нижнего контура (2) расположена на расстоянии, меньшем 0,7 хорды B_А от носика (4) профиля, а нижний контур 2 хвостика (5) выполнен выпуклым на расстоянии (0,1 — 0,3)B_А от хвостика (5) профиля и имеет радиус кривизны R_хвн = (0,5 — 4,5)B_А. Нижний контур (2) профиля может выполняться по меньшей мере с одним прямолинейным участком, а радиус кривизны R_хвн нижнего контура — как постоянным, так и переменным, уменьшающимся по мере приближения к хвостику (5). 4 з.п. ф-лы, 5 ил. Изобретение относится к транспортным средствам на динамической воздушной подушке, использующим при движении экранный эффект, обладающим статической устойчивостью в диапазоне высот как с сильным, так и со слабым проявлением экранного эффекта, вплоть до самолетных режимов полета, а именно к аэродинамическому профилю, предназначенному для восприятия экранного эффекта крыла (несущей поверхности) экранопланов и экранолетов. Из уровня техники известны аэродинамические профили, обладающие собственной статической устойчивостью в зоне действия экранного эффекта, предназначенные для крыльев или несущих поверхностей экранопланов. В статье «Критерии продольной устойчивости экраноплана», автор Р.Д. Иродов, Ученые записки ЦАГИ, т. 1, N 4, с. 63-72, М.: ЦАГИ, 1970 [1], показано, что необходимым условием обеспечения устойчивости является расположение аэродинамического фокуса по высоте X_fH, равного частной производной коэффициента момента тангажа m_z по коэффициенту подъемной силы c_y при постоянном угле тангажа , впереди аэродинамического фокуса по тангажу X_f, равного частной производной коэффициента момента тангажа m_z по коэффициенту подъемной силы c_y при постоянной высоте H экраноплана над опорной поверхностью:
X_fH = X_цм— dm_z/dc_y при = const; (1)
X_f = X_цм-dm_z/dc_y при H = const; (2)
X_fHX_f. (3)
В статье «Расчетное исследование влияния параметров профиля на его аэродинамические характеристики вблизи экрана», авторы В.Н. Архангельский, С. И. Коновалов, Труды ЦАГИ, вып. 2304 (1985), с. 12-21 [2], показано, что в зависимости коэффициента подъемной силы профиля от угла тангажа при сохранении постоянной высоты над экраном c_y = f(,H) при H=const всегда есть такие углы тангажа ^*, при которых происходит разрыв в зависимости X_fH = f() 2-го рода, т. е. при которых невозможно обеспечить условие (3) в связи с положением фокуса по высоте X_fH на бесконечном удалении от профиля, причем при использовании профиля с S-образной средней линией при углах тангажа _уст>^* имеется диапазон углов тангажа _уст, (и коэффициентов подъемной силы c_ууст, при которых соблюдается необходимое условие устойчивости (3):
при _уст = _уст—^* X_fHX_f; (4)
при c_ууст= c_ууст— c^*_y X_fHX_f; (5)
где _уст; c_ууст— угол тангажа и коэффициент подъемной силы, соответствующие совпадению положений фокусов по высоте и по углу тангажа
Использование в экранопланах крыльев с профилем с S-образной средней линией позволило расширить диапазон углов тангажа _уст и коэффициентов подъемной силы c_ууст, при которых обеспечивается необходимое условие устойчивости (3). В результате стало возможным уменьшить статический момент горизонтального оперения и повысить тем самым аэродинамическое качество экранопланов. Однако, при полете на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H=(0,5-2,0B_A, где B_A — средняя аэродинамическая хорда крыла, как отмечалось в статье «Some nonlinear effects in stability and control of wing-in-cgound effect vehicles», автор Staufenbiel R., «J.Aircraft», 1978, VIII, v. 15, N 8, p. 541-544, [3], устойчивость полета без системы автоматического управления обеспечить не представлялось возможным. Исследованные в работе [2] профили содержат верхний и нижний контуры и среднюю линию S-образной формы, сходящиеся в носике и хвостике профиля, причем нижний контур профиля имеет меньшую, чем у верхнего контура кривизну r= 1/R (где R — радиус кривизны) в средней части профиля и выпуклый нижний контур хвостика. Особенностью рекомендуемых в работе [2] профилей является смещение максимального расстояния c_н.max=C_н.max/B_A от нижнего контура до хорды профиля (т.е. максимального расстояния от хорды профиля — прямой, соединяющей носик и хвостик профиля — до нижнего контура профиля, измеряемое по перпендикуляру к хорде профиля) в области Xc_н.max=0.70-0.95 хорды профиля B_A, что обеспечивает большую строительную высоту профиля в хвостовой части и тем самым способствует повышению прочности крыла при одновременном обеспечении собственной статической устойчивости профиля в зоне сильного экранного эффекта. Однако, смещение назад максимальной толщины нижней поверхности c_н.max, как показали проведенные исследования, сопровождается незначительным снижением угла тангажа ^* и коэффициента подъемной силы c^*_у и существенным уменьшением величин _уст, c_ууст по мере увеличения высоты, в том числе и на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4B_A. В результате уменьшаются диапазоны углов атаки _уст и коэффициента подъемной силы c_ууст, а величина коэффициента подъемной силы c_yуст на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4B_A снижается до величин, при которых аэродинамическое качество становится настолько низким, что для выполнения полета в зоне собственной устойчивости становится необходимым значительное увеличение тяговооруженности экраноплана. Поэтому для обеспечения устойчивости при полетах на высотах со слабым проявлением экранного эффекта приходится использовать систему автоматического управления. Конечно, возможен полет и в режиме ручного пилотирования экранолета, а периодически неустойчивого на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4B_A, однако, это требует от пилота большого напряжения, особенно при выполнении длительного полета, и может привести к аварийной ситуации. Таким образом, малый диапазон коэффициентов подъемной силы c_ууст и низкие величины коэффициента подъемной силы c_yуст, при которых соблюдается необходимое условие устойчивости (3), является недостатком известного из работы [2] аэродинамического профиля, принятого за наиболее близкий аналог. Решаемой технической задачей является обеспечение соблюдения необходимого условия устойчивости экраноплана на высотах как с сильным H0,4B_A, так и со слабым H>0,4B_A проявлением экранного эффекта путем обеспечения собственной устойчивости аэродинамического профиля крыла. Технический результат заключается в расширении диапазона коэффициентов подъемной силы c_ууст и увеличение предельного коэффициента подъемной силы c_yуст, при которых имеется собственная устойчивость экраноплана с крылом с предлагаемым профилем, на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4 при сохранении собственной устойчивости на малых высотах H Аэродинамический профиль крыла экраноплана, как и в наиболее близком аналоге [2] , содержит носик и хвостик, соединенные верхним и нижним контурами, среднюю линию S-образной формы, нижний контур профиля имеет в зоне максимальной толщины профиля больший, чем у верхнего контура, радиус кривизны, и выпуклый нижний контур хвостика, но, в отличие от наиболее близкого аналога [2] , максимальное расстояние от нижнего контура до хорды профиля расположено от носика профиля на расстоянии, меньшем 0,7 хорды профиля B_A, нижний контур хвостика выполнен выпуклым на расстоянии 0,1-0,3 хорды B_A от хвостика профиля и имеет радиус кривизны R_хв, равный 0,5-4,5 хорды B_A профиля. Профиль характеризуется тем, что его нижний контур включает по меньшей мере один прямолинейный участок. Профиль крыла может выполняться с постоянным радиусом кривизны нижнего контура хвостика R_хв.н=const. Профиль крыла может также выполняться с переменным радиусом кривизны нижнего контура хвостика R_хв.н=var. При переменной кривизне нижнего контура хвостика предлагается радиус кривизны R_хв.н выполнять уменьшающимся от начала сопряжения по мере приближения к хвостику. Признаки изобретения существенны для решения поставленной технической задачи и достижения технического результата, и являются необходимыми и достаточными для реализации изобретения. Действительно, выполнение аэродинамического профиля крыла экраноплана, содержащим носик и хвостик, соединенные верхним и нижним контурами, среднюю линию S-образной формы обуславливает возникновение диапазона величин углов тангажа _уст и коэффициентов подъемной силы c_ууст, в котором соблюдается необходимое условие устойчивости вблизи экрана. Выполнение нижнего контура профиля с меньшей, чем у верхнего контура кривизной r=1/R (где R — радиус кривизны контура профиля) в зоне максимальной толщины профиля при S-образности средней линии создает условия для реализации экранного эффекта на нижнем контуре и для создания подъемной силы на верхнем контуре профиля. Выполнение профиля с максимальным расстоянием c_н.max=C_н.max/B_A от нижнего контура до хорды профиля, расположенным на расстоянии менее 0,7 хорды B_A от носика, профиля обеспечивает, как показали проведенные исследования, рост предельных коэффициентов подъемной силы c^*_y ; c_ууст при незначительном снижении величины предельных углов тангажа ^*; _уст и увеличение диапазона коэффициентов подъемной силы c_ууст. Выполнение нижнего контура на расстоянии 0,1-0,3 хорды B_A от хвостика профиля выпуклым и имеющим радиус кривизны R_хв.н, равным 0,5-4,5 хорды профиля B_A, обеспечивает в наибольшей степени реализацию экранного эффекта в связи со снижением потерь аэродинамической подъемной силы из-за разрежения на нижнем контуре в районе задней кромки, происходящего в соответствии с эффектом Вентури, при одновременном сохранении условий для проявления эффекта Вентури в достаточной для обеспечения устойчивости степени. Наличие на нижнем контуре профиля одного прямолинейного участка создает благоприятные условия для торможения потока между нижним контуром и опорной поверхностью, что способствует увеличению подъемной силы на профиле. Наличие нескольких прямолинейных участков позволяет формировать профиль с большой положительной относительной вогнутостью f₁ при сохранении верхнего контура профиля и обеспечивает условия для возникновения зоны повышенного давления на нижнем контуре между участками при вогнутости нижнего контура, в результате чего повышается коэффициент подъемной силы вблизи опорной поверхности при том же угле тангажа. Выполнение радиуса кривизны нижнего контура хвостика R_хв.н профиля постоянным (R_хв.н=const) упрощает формирование контура профиля и технологию изготовления профиля крыла при достижении заявленного технического результата. Выполнение нижнего контура хвостика профиля с переменным радиусом кривизны R_хв.н=var создает условия для оптимизации параметров профиля для конкретной аэродинамической компоновки экранолета, а именно, в зависимости от формы крыла в плане, интерференции крыла с поверхностью агрегатов экраноплана и других особенностей аэродинамической компоновки. При этом возможно выполнение радиуса кривизны R_хв.н как возрастающим, так и уменьшающимся по мере приближения к хвостику профиля. Однако более предпочтительным является уменьшение радиуса кривизны нижнего контура хвостика R_хв.н по мере приближения к хвостику профиля в связи с достижением большего проявления эффекта Вентури в хвостовой части нижнего контура профиля. Таким образом, представленные в формуле изобретения признаки являются существенными и образуют совокупность, достаточную для реализации изобретения и достижения технического результата. Изобретение поясняется фиг. 1-5. На фиг. 2 показан профиль, принятый за наиболее близкий аналог. На фиг. 3 дан рекомендуемый профиль. На фиг. 4 показана зона устойчивости углов тангажа = f(H) экраноплана с крылом с известным и предлагаемым профилем. На фиг. 5 показана зона устойчивости коэффициентов подъемной силы с_y= f(H) экраноплана с крылом с известным и предлагаемым профилем. Аэродинамический профиль выполнен следующим образом. Аэродинамический профиль содержит верхний 1 и нижний 2 контуры, формирующие среднюю линию 3 S-образной формы (фиг. 2 и 3), носик 4 и хвостик 5, хорду 6 (отрезок прямой, соединяющий носик 4 с хвостиком 5). Нижний контур 2 в средней части профиля может выполняться вогнутым (с центром радиуса кривизны верхнего 1 и нижнего 2 контура, расположенными со стороны нижнего контура 2 профиля), выпуклым или содержащим по меньшей мере один прямолинейный участок 7. Выполнение нижнего контура 2 профиля с несколькими прямолинейными участками 7 расширяет возможности оптимизации параметров профиля. Например, при выполнении нижнего контура 2 профиля с двумя прямолинейными участками 7, расположенными в районе носика 4 и перед хвостиком 5, соединенными между собой вогнутым контуром, на нижнем контуре 2 профиля возникает зона повышенного давления, увеличивающая подъемную силу профиля вблизи экрана при том же угле тангажа. В наиболее близком аналоге, как показано на фиг. 2, положение максимального расстояния c_н.max=C_н.max/B_A от нижнего контура 2 до хорды 6 профиля смещено к хвостику 5 профиля на расстояние от носика 4, равное Xc_н.max= (0,70-0,95)B_A, где B_A — хорда 6 профиля. В результате линия 8, параллельная прямолинейному участку 7 нижнего контура 2 в средней части профиля, размещена ниже хорды 6, а хвостик 5 профиля — выше линии 8. Это приводит к уменьшению положительной вогнутости f₁=F₁/B (фиг. 2) и, как показали исследования, уменьшению предельных величин коэффициентов подъемной силы c_yуст и c^*_y при некотором увеличении предельных углов тангажа ^* и _уст.
В предлагаемом изобретении хвостик 5 профиля расположен ниже линии 8, параллельной прямолинейному участку 7 нижнего контура 2 в средней части профиля. При этом линия 8 располагается не ниже хорды 6 профиля, а максимальное расстояние c_н.max от нижнего контура 2 до хорды 6 профиля смещается в сторону носика 4 профиля: Xc_н.max. Радиус кривизны R_хв.н нижнего контура хвостика 5 предлагается выполнять в пределах (0,5-4,5)B_A хорды 6 профиля, причем радиус кривизны R_хв может выполняться постоянным и переменным, как уменьшающимся, так и увеличивающимся по мере приближения к хвостику 5 профиля. В предпочтительном варианте выполнения нижний контур 2 содержит один прямолинейный участок 7, расположенный в зоне максимальной толщины c_max профиля, вплоть до сопряжения с криволинейным участком нижнего контура 2 хвостика 5 на расстоянии 0,8B_A хорды 6 от носика 4 профиля и радиусом нижнего 2 контура хвостика 5, равным R_хв.н=(0,50-4,5)B_A хорды 6 профиля. Профиль функционирует следующим образом. При обтекании профиля вблизи экрана над верхним контуром 1 возникает распределение давления, близкое к распределению давления на большой высоте, вне зоны влияния опорной поверхности. Обтекание нижнего контура 2 профиля с S-образной средней линией 3 на большой высоте, вне зоны действия экранного эффекта характеризуется разрежением в хвостовой части профиля, которое приводит к незначительной потере подъемной силы и уменьшению аэродинамического момента профиля при сохранении положения аэродинамического фокуса по тангажу X_f примерно на 25% хорды 6 профиля. По мере приближения к экрану между контуром хвостика 5 профиля с S-образной средней линией 3 и опорной поверхностью возникает разрежение вследствие действия эффекта Вентури, что приводит к смещению центра давления и аэродинамического фокуса по высоте X_fH в сторону носика 4 профиля. Подобный характер обтекания сохраняется как на профиле, принятом за наиболее близкий аналог (фиг. 2), так и на предлагаемом профиле (фиг. 3). Зависимость = f(H), представленная на фиг. 4, показывает, что величины предельных углов тангажа ^* и _уст у экраноплана с крылом с известным профилем несколько выше, чем у такого же экраноплана с крылом с предлагаемым профилем. Однако, предельные коэффициенты подъемной силы c^*_y и с_ууст, как показано на графике зависимости c_y=f(H) на фиг. 5, у экраноплана с крылом с предлагаемым профилем существенно больше, чем у экраноплана с крылом с известным профилем, и достигают величин, при которых аэродинамическое качество достаточное для совершения крейсерских режимов устойчивого полета. При радиусе кривизны R_хв.н нижнего контура 2 профиля, равном (0,5-4,5)B_A хорды 6 профиля, расположенном на расстоянии (0,1-0,3)B_A хорды 6 от хвостика 5 профиля, как показали исследования, в наибольшей степени проявляется заявленный технический результат. Выполнение нижнего контура 2 хвостика 5 с переменным радиусом кривизны R_хв.н, уменьшающимся по мере приближения к хвостику, обеспечивает возможность оптимизации формы профиля в зависимости от формы крыла, компоновки транспортного средства и аэродинамической интерференции между агрегатами компоновки. Представленной в описании и формуле изобретения информации достаточно для реализации изобретения в экранопланах, экранолетах и других транспортных средствах, при движении которых используется экранный эффект, с получением указанного технического результата. При этом в каждом конкретном случае профиль может быть видоизменен с учетом особенностей аэродинамической компоновки транспортного средства, но в любом случае для обеспечения устойчивости в диапазоне от малых высот с сильным действием экранного эффекта до высот со слабым проявлением влияния опорной поверхности на аэродинамические характеристики профиля и транспортного средства, вплоть до «самолетных» высот полета, профиль включает указанные в независимом пункте формулы изобретения признаки.

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ

1 1. Аэродинамический профиль крыла экраноплана, содержащий носик и хвостик, соединенные верхним и нижним контурами, формирующими среднюю линию S-образной формы, хорду, соединяющую носик с хвостиком, нижний контур профиля в зоне максимальной толщины профиля выполнен с меньшей, чем у верхнего контура, кривизной, нижний контур хвостика выполнен выпуклым, отличающийся тем, что максимальное расстояние от нижнего контура профиля до хорды расположено от носика профиля на расстоянии, меньшем 0,7 хорды профиля, нижний контур хвостика на расстоянии, равном 0,1 — 0,3 хорды от хвостика профиля, выполнен с радиусом кривизны, равном 0,5 — 4,5 хорды профиля. 2 2. Профиль по п.1, отличающийся тем, что нижний контур профиля включает по меньшей мере один прямолинейный участок. 2 3. Профиль по п.1 или 2, отличающийся тем, что нижний контур хвостика выполнен с постоянным радиусом кривизны. 2 4. Профиль по п.1 или 2, отличающийся тем, что нижний контур хвостика выполнен с переменным радиусом кривизны. 2 5. Профиль по п.1, или 2, или 4, отличающийся тем, что нижний контур хвостика выполнен с уменьшающимся по мере приближения к задней кромке профиля радиусом кривизны.

www.freepatent.ru

Разработка крыла проектируемого экраноплана | Авиация

Уфимский Государственный Авиационный Технический Университет
Кафедра авиационных двигателей
Курсовая работа по дисциплине «Конструкция и прочность летательного аппарата и двигателей»
На тему: «Разработка крыла экраноплана»
Уфа 2015

Экранопла́н — высокоскоростное транспортное средство, аппарат, летящий в пределах действия аэродинамического экрана, то есть на относительно небольшой (до нескольких метров) высоте от поверхности воды, земли, снега или льда. При равных массе и скорости, площадь крыла экраноплана намного меньше, чем у самолёта. По международной классификации (ИМО) относятся к морским судам.
Согласно определению, сформулированному в принятом ИМО «Временном руководстве по безопасности экранопланов», экраноплан — это многорежимное судно, которое в своём основном эксплуатационном режиме летит с использованием «экранного эффекта» над водной или иной поверхностью, без постоянного контакта с ней, и поддерживается в воздухе, главным образом, аэродинамической подъёмной силой, генерируемой на воздушном крыле (крыльях), корпусе или их частях, которые предназначены для использования действия «экранного эффекта».
Экранопланы способны эксплуатироваться на самых различных маршрутах, в том числе и тех, которые недоступны для обычных судов. Наряду с более высокими гидроаэродинамическим качеством и мореходностью, чем у других скоростных судов, экранопланы практически всегда обладают амфибийными свойствами. Помимо водной глади они способны передвигаться над твёрдой поверхностью (земля, снег, лёд) и базироваться на ней. Экраноплан, таким образом, объединяет в себе лучшие качества судна и самолёта.
Экранопланы, способные на длительное время отрываться от экрана и переходить в «самолётный» режим полёта, называются экранолётами.
В данном курсовом проекте был разработан экраноплан, предназначенный для перевозки пассажиров с коммерческой нагрузкой до 4 т.
Была разработана конструкция крыла, произведен расчет нагрузок, действующих на крыло и расчет на прочность основных элементов крыла.

Состав: Чертеж крыла проектируемого экраноплана, пояснительная записка, Вид общий (ВО)

Софт: КОМПАС-3D 13 SP2

vmasshtabe.ru