гидросамолет

Формула изобретения

Гидросамолет, содержащий лодку, хвостовое оперение, низкорасположенное глиссирующее крыло с положительным углом поперечного V и механизацией в виде закрылков, установленных на омываемом водой участке крыла в отклоненном на рабочий угол положении, отличающийся тем, что закрылки выполнены в виде подводного крыла и закреплены на стойках по длине крыла, образуя щель между задней кромкой крыла и закрылком с возможностью использования щелевого эффекта при разбеге гидросамолета.

Описание изобретения к патенту

Предлагаемое изобретение относится к области авиационной техники, а именно к гидросамолетам (ГС), летательным аппаратам, использующим аэродинамический экранный эффект при взлете и посадке.

Попытки реализовать экранный эффект в гидроавиации ведутся давно. Теоретические и экспериментальные работы обещают высокое аэродинамическое качество аэродинамического крыла при приближении его в полете, в частности при взлете и посадке самолета, к экрану (на расстояния 1,00,05 средней аэродинамической хорды). Реализация этих разработок затрудняется тем, что

- характеристики движения ГС над жидким экраном хуже, чем над твердым экраном;

- сложно стабилизировать ГС по углам дифферента (в продольной вертикальной плоскости) и по высоте задней кромки крыла относительно экрана;

- поверхность водоемов, жидкий экран, часто представляет собой не плоскость, а взволнованную поверхность.

Предлагаемая для рассмотрения конструкция позволяет более полно использовать экранный эффект для улучшения взлетно-посадочных характеристик ГС.

Известны легкие ГС Бе-103 и Р-50 (1), содержащие лодку, силовую установку, хвостовое оперение и глиссирующее немеханизированное аэродинамическое крыло, выполненное с положительным углом поперечного V таким образом, что поверхности управления самолетом по крену (элероны) расположены на концах консолей и не соприкасаются с водой на всех режимах движения летательных аппаратов (ЛА).

Отсутствие механизации на крыле ухудшает взлетно-технические характеристики ЛА, а именно:

- увеличивает дистанцию разбега, что требует увеличения длины взлетной полосы на суше, а на воде базирования на более крупных водоемах;

- увеличивает посадочную скорость, что приводит к увеличению перегрузок на конструкцию при посадках и, соответственно, требует увеличения весовых затрат на прочность конструкции за счет снижения полезной нагрузки или за счет ухудшения летно-технических характеристик ЛА.

Известно изобретение (2), гидросамолет, содержащий корпус с реданом, крыло, вертикальное и горизонтальное оперение, стабилизирующую поверхность. При взлете и посадке, когда скорость глиссирования составляет величину V_гл0,3 V_отр (V_отр - скорость отрыва гидросамолета от воды), брызговые струи, выходящие из-под корпуса гидросамолета, попадают на крыло или стабилизирующую поверхность и, по замыслу авторов, должны обеспечивать продольную и поперечную устойчивость глиссирования самолета.

Недостатком данной конструкции является то, что вектор сил брызговых струй, образовавшихся в основном скулой, пересекающей поверхность воды, в процессе разбега (пробега) меняется. Место образования вектора сил брызговых струй в свою очередь зависит от скорости самолета, угла хода и аэродинамической разгрузки, создаваемой аэродинамическим крылом. При движении по взволнованной поверхности воды, например на ветровой волне, возникают поперечные колебания по крену и как их следствие неустойчивость движения по курсу.

Продольная и поперечная остойчивость в данной конструкции обеспечиваются традиционными средствами, корпусом лодки с реданом, расположенным за центром тяжести гидросамолета.

Следующим недостатком данной конструкции является то, что с увеличением скорости гидросамолета при разбеге осадка лодки уменьшается и расстояние между задней кромкой крыла и экранной поверхностью увеличивается, что ведет к снижению аэродинамического качества крыла в процессе разбега.

Обобщая вышесказанные недостатки, можно сделать выводы:

- брызговые струи носят случайный характер и не могут обеспечивать устойчивое движение при глиссировании;

- увеличение расстояния между задней кромкой крыла и поверхностью воды снижает аэродинамическое качество в процессе разбега.

Известно транспортное средство (3), взлетающее с воды и использующее при движении воздушную динамическую подушку. Транспортное средство имеет несущую поверхность, образованную полым корпусом, крылья расположенные симметрично по обе стороны корпуса. В условиях плавания средний участок задней кромки несущей поверхности погружается глубже его внешних зон. В средней зоне нижней стороны несущей поверхности 2 между крыльями 6 и 7 расположена поверхность 8 в виде клина V задней кромки 2а поверхности 2. Поверхность 8 выступает за плоскость поверхности 2 и, начиная от указанного места, постепенно переходит с легким наклоном в указанную плоскость заподлицо с ней. Кромка 2а проходит параллельно передней кромке 2б поверхности 2. Как и в заявляемой конструкции, центр тяжести аппарата расположен между глиссирующими поверхностями.

Недостатком данной конструкции является то, что:

- глиссирующий клин образует волны и брызги в районе задней кромки крыла, дестабилизируя аппарат по углам тангажа;

- увеличение расстояния между задней кромкой крыла и поверхностью воды снижает аэродинамическое качество в процессе разбега;

- клин уменьшает аэродинамическую поверхность нижней части крыла и искажает воздушный поток.

Известен принятый за прототип гидросамолет по патенту (4).

Самолет-амфибия представляет собой лодку 1 с низкорасположенным глиссирующим аэродинамическим крылом 2, выполненным с положительным углом поперечного V, на котором установлены щитки 3, выполненные по размаху не более размаха ГО 4. В передней части щитка 3 закреплены кронштейны с осью вращения, которая установлена в кронштейне, закрепленном на неподвижной части крыла 2. За щитком 3 установлен механизм отклонения. Пружина 9 в исходном положении находится с предварительным поджатием и рассчитанная на выдерживание усилия давления набегающего потока. Характеристика пружины 9 подобрана так, что при движении ЛА по воде при попадании на щиток 3 струй воды они сжимаются и щитки 3 прижимаются к крылу 2, на котором расположен ограничитель 12, устанавливающий щиток 3 на рабочем угле. Щиток 3 закреплен шарнирно через кронштейны 13 к крылу 2 и через кронштейны 14. Размах щитков выбран из условий компенсации пикирующего момента от механизации: при движении ЛА в воздухе (фиг.5), парируя неблагоприятный пикирующий момент (Mz).

В исходном положении, когда ГС находится на стоянке или на плаву, щитки 3 (закрылки 16) удерживаются на рабочем угле при помощи ограничителей 12. При разбеге по воде ГА нагрузка на щитки 3 (закрылки 16) увеличивается по мере увеличения скорости, и, когда усилие на пружины 9 станет больше установленного, они сжимаются. Щитки 3 (закрылки 16) поворачиваются относительно осей 6, и кронштейны 14 скользят по пазам ограничителей 12, пока щитки 3 не примкнут к хвостику крыла, а закрылки 16 не займут положение исходного профиля крыла 2.

При отрыве ГС от воды влияние водяных струй на щитки 3 (закрылки 16) прекращается и пружины 9, возвращаясь в исходное положение, отклоняют щитки 3 (закрылки 16), при этом кронштейны 14 скользят в обратном направлении в пазах ограничителей 12 до остановки щитков 3 (закрылков 16) на рабочий угол.

Данная конструкция имеет следующие недостатки:

- при движении по воде закрылки находятся в убранном положении и не используются для повышения аэродинамического качества;

- глиссирование на нижней поверхности аэродинамического крыла из-за большой смоченной поверхности его ведет к значительному росту гидродинамического сопротивления, т.е. снижает гидродинамическое качество по скорости, снижает мореходность.

Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение высокого аэро- и гидродинамического качества ГС при разбеге за счет использования щелевого эффекта и глиссирования ГС на закрылках.

Технический результат достигается тем, что ГС содержит лодку, хвостовое оперение и низкорасположенное глиссирующее крыло с закрылками. При этом закрылки выполнены в виде подводного крыла, установлены неподвижно в отклоненном на рабочий угол положении, ниже задней кромки крыла на стойках по длине крыла, образуя щель между задней кромкой крыла и закрылком с возможностью использования щелевого эффекта при разбеге гидросамолета.

Рабочее положение закрылка предназначено для взлета и посадки ГС с воды.

Закрылки также могут быть выполнены выдвижными, устанавливаться в рабочее положение при взлете и посадке с воды. Они могут сочетаться с аэродинамическими закрылками, предохраняя их и нижнюю поверхность крыла от гидродинамических нагрузок.

Площадь закрылков выбирается в зависимости от расчетной скорости всплытия задней части крыла. Удлинение выбирается из расчета максимально возможного гидродинамического качества закрылка и его прочности. При установке в рабочем положении закрылка по высоте учитывается мореходность ГС, т. е. максимальная высота волн, при которых он будет эксплуатироваться, с учетом того, что при движении в экранном режиме поверхность воды под крылом понижается.

Решение работоспособно и обеспечивает решение поставленных задач:

- повышение аэродинамического качества происходит путем обеспечения гарантированного зазора между задней кромкой аэродинамического крыла и поверхностью воды, экраном за счет наличия щели между задней кромкой крыла и закрылком;

- повышение гидродинамического качества происходит за счет глиссирования на закрылках, которые выполнены в виде подводных крыльев, имеют в сечении гидродинамический, суперкавитируюший профиль.

Движение на закрылках в виде подводных крыльев обеспечивает более высокое гидродинамическое качество, чем глиссирование на нижней поверхности аэродинамического крыла.

Сущность заявляемого устройства поясняется чертежами, где:

на фиг.1 показана боковая проекция ГС;

на фиг.2 показан вид СА снизу;

на фиг.3 изображено сечение А-А при исполнении механизации в виде закрылка;

на фиг. 4 приведена схема расчета геометрических параметров, стойки 5 условно показаны не все, только центральная и концевые;

на фиг. 5 показано положение закрылка и задней части крыла при движении на скоростях менее 0,3 V_отр;

на фиг. 6 показано положение закрылка и задней части крыла при движении на скоростях 0,30,8 V_отр;

на фиг. 7 показано положение закрылка и задней части крыла при движении на скоростях более 0,8 V_отр.

Гидросамолет представляет собой лодку 1, имеющую первый редан 2, низкорасположенное крыло 3, выполненное с положительным углом поперечного V, на котором установлены закрылки 4. Закрылки 4 выполнены в виде подводного крыла, имеют в сечении гидродинамический, например, суперкавитирующий профиль. Закрылки 4 крепятся к крылу 3, например, неподвижно, ниже задней кромки крыла, в отклоненном на рабочий угол положении стойками 5, расположенными определенным шагом по длине крыла 3, образуя щель между задней кромкой крыла 3 и закрылком 4 (фиг. 7). Для самолетов с большими полетными весами и большими скоростями полета закрылки 4 выполняются выдвижными, аналогично аэродинамическим закрылкам, и крепятся к крылу 3 с помощью выдвижного механизма. В рабочее положение закрылки 4 устанавливаются перед взлетом с воды или перед посадкой на воду. На чертежах механизм выдвижения и уборки закрылков 4 условно не показан.

Работа устройства при разбеге самолета происходит следующим образом.

Перед началом разбега закрылки 4, если они выдвижные, выдвигаются в рабочее положение, образуя щель между задней кромкой крыла и закрылком 4. При движении ГС на скоростях от 0 до 0,3 V_oтр начинает всплывать крыло 3, т.к. имеет большую площадь глиссирования и, следовательно, небольшую, относительно лодки 1, динамическую нагрузку (C). При этом углы дифферента самолета уменьшаются. Этот этап разбега изображен на фиг.5.

При дальнейшем увеличении скорости разбега начинает всплывать первый редан 2 лодки 1, углы дифферента самолета увеличиваются. Затем при достижении расчетной скорости начинают работать закрылки 4. Закрылки 4 поднимают заднюю кромку крыла 3 над водой, между задней кромкой крыла 3 и поверхностью воды образуется зазор. С этого момента аэродинамика начинает работать с максимально возможным для данного крыла 3 аэродинамическим качеством (щелевой эффект). Смоченная поверхность глиссирующих поверхностей крыла 3 уменьшается, уменьшая гидродинамическое сопротивление крыла 3. Гидродинамическая нагрузка, приходящаяся ранее на нижнюю поверхность крыла 3, воспринимается закрылками 4. Увеличение аэродинамической подъемной силы крыла 3 уменьшает гидродинамическую нагрузку на ГС. Дальнейшее увеличение скорости самолета ведет к стремлению закрылков 4 к всплытию. При уменьшении глубины погружения закрылков 4 менее их хорды гидродинамическая подъемная сила закрылков 4 уменьшается. Это позволяет в большом диапазоне скоростей разбега самолета обеспечивать постоянное расстояние между нижней поверхностью крыла 3 и поверхностью воды. Этот этап разбега изображен на фиг.6.

На скоростях, близких к отрыву самолета от воды, глубина погружения приближается к нулю, гидродинамическая подъемная сила создается только на нижней поверхности закрылков 4, т.е. закрылки 4 начинают работать как глиссирующие пластины в отличие от крыла, имея значительно меньшую смоченную поверхность. Этот этап разбега изображен на фиг.7. В полете убираемые закрылки 4 переставляются в положение, удобное для полета.

При заходе на посадку, если закрылки 4 выдвижные, они выдвигаются в рабочее положение. При пробеге при касании закрылками 4 воды их работа повторяется, как и при разбеге, только в обратном порядке.

Выбор геометрических параметров закрылков 4 показан на примере, схема расчета приведена на фиг.4. Взлетный вес самолета G=2000 кг, площадь аэродинамического крыла 3 S_кр=25 м², скорость отрыва при взлете V_отр=36 м/с. Максимальное гидродинамическое сопротивление, горб сопротивления, наступает на скорости ~0,3 V_отр=12,0 м/с. Аэродинамическая подъемная сила на этой расчетной скорости Y= 340 кг. На заднюю кромку крыла 3 приходится вес самолета обратно пропорционально плечам между первым реданом 2 лодки 1, и центром тяжести ГС (L₁), и центром тяжести ГС и задней кромкой крыла 3(L₂). Соотношение плеч (k) в приводимом примере k=(L₁/L₂)=0,4. На скорости V_pac=12,0 м/с на заднюю кромку крыла 3 будет действовать нагрузка Р_зк=k(G-Y), Р_зк=664 кг. Для создания подъемной гидродинамической силы, равной Р_зк, оптимальна следующая площадь закрылка 4. Схема расчета приведена на фиг.4

S_зак=Р_зк/(qСу_зак)=0,3 м²,

где q = 0,5_водыV²_рас - скоростной напор;

Су_зак=0,6 - коэффициент подъемной силы закрылка 4.

При средней хорде закрылка 4b_зак=125 мм, размах закрылка L_зак=2,4 м. Нагрузка с закрылка 4 передается на крыло 3 стойками 5, которые крепятся непосредственно к нервюрам крыла 3. Средняя аэродинамическая хорда крыла 3 bcax= 2,0 м, для использования щелевого эффекта (), при котором Су крыла наибольшие, h_зк=100 мм,

где - высота задней кромки крыла относительно поверхности экрана, отнесенная к средней аэродинамической хорде крыла (bcax);

h_зк - высота задней кромки крыла относительно поверхности виды и носка закрылка.

Установка заявляемых закрылков неподвижно на самолетах с небольшими скоростями в крейсерском режиме в весовом отношении имеет преимущество перед выдвижными закрылками. Для оценки аэродинамических характеристик самолета с закрылками 4, установленными в рабочие положение неподвижно был произведен аэродинамический расчет (5). Исследовалось влияние закрылков 4 на аэродинамические характеристики самолета в зависимости от места его расположения относительно задней кромки крыла 3 и угла его установки на крейсерской скорости и на различных углах тангажа самолета. Закрылки 4 располагались:

- под задней кромкой крыла (в плане линия носиков крыла совпадала с задней кромкой крыла);

- под крылом (линия носиков смещалась на 500 мм вперед);

- за крылом (линия носиков закрылков смещалась на 100 мм назад от задней кромки крыла).

Наиболее оптимальный вариант расположения закрылков:

- за крылом 3 линия носиков закрылков 4 смещена на 100 мм назад от задней кромки крыла 3;

- линия носиков закрылков 4 смещена на 100 мм ниже задней кромки крыла 3 (h_зк=100 мм);

- угол установки закрылков 4 совпадает углом наклона нижней поверхности крыла 3.

При таком расположении закрылков 4 относительно крыла 3 закрылки 4 в полете не оказывают отрицательного влияния на аэродинамические характеристики самолета.

Заявляемое техническое решение позволяет гидросамолетам с низкорасположенным крылом получить и использовать уже имеющиеся следующие преимущества:

- гидросамолеты с низкорасположенным крылом в режиме плавания имеют значительно меньшую осадку, чем гидросамолеты с крылом, расположенным выше ватерлинии, что не ограничивает водоизмещение гидросамолетов при использовании их на мелководье;

- понизить центр тяжести гидросамолета, тем самым повысить устойчивость при глиссировании;

- при глиссировании исключить на нижней поверхности крыла гидродинамические нагрузки;

- стабилизировать крыло относительно экрана, создать гарантированный зазор между задней кромкой крыла и изменяющейся поверхностью экрана, что позволяет максимально использовать аэродинамический экранный или "щелевой" эффекты в широком диапазоне скоростей при движении по воде;

- повысить гидродинамическое качество глиссирования гидросамолета;

- повысить продольную и поперечную устойчивость при глиссировании.

Источники информации

1. "Состояние и перспективы развития малых гидросамолетов и амфибий общего назначения" Материалы научно-практического семинара, прошедшего в ГосНИЦЦАГИ 21 июня 1995 г. ЦАГИ, М., 1996 г., с. 32, 47.

2. Патент RU 2067063, кл. В 64 С 35/00.

3. Патент ФРГ DE 3729988 А1.

4. Патент RU 2151084, кл. В 64 С 35/00.

5. Расчет влияния стационарного закрылка на суммарные аэродинамические характеристики самолета Бе-103. Отчет завода.