Результат интеллектуальной деятельности: СПОСОБ СТАБИЛИЗАЦИИ ПОЛЕТА ЭКРАНОПЛАНА И ЭКРАНОПЛАН ДЛЯ РЕАЛИЗАЦИИ ЭТОГО СПОСОБА

Группа изобретений относится к способам стабилизации полета экраноплана, а именно к способу стабилизации полета экраноплана на всех высотах проявления экранного эффекта и экранопланам для реализации этого способа. Группа изобретений может быть использована для стабилизации полета экраноплана как в зоне сильного, так и слабого проявления экранного эффекта, в частности над поверхностью с меняющимся микрорельефом (волновой водной поверхностью с высокой балльностью, ледовыми полями с торосами, тундрой, при проведении авиационно-химических работ, и т.п.), а также при создании экраноплана, реализующего данный способ.

Из уровня техники известны способы стабилизации полета экраноплана на всех высотах проявления экранного эффекта, и экранопланы, обладающие устойчивостью на всех высотах проявления экранного эффекта, вплоть до внеэкранных высот полета.

Как показано в статье «Критерии продольной устойчивости экранопланов», автор Р.Д. Иродов, Ученые записки ЦАГИ, М.: ЦАГИ, T.1, №4, 1970 г., с.63…72 [1], необходимым условием обеспечения устойчивости полета в зоне действия экранного эффекта является расположение аэродинамического фокуса по высоте Xfh впереди аэродинамического фокуса по углу тангажа Xfυ и положение аэродинамического фокуса по углу тангажа Xfυ сзади центра масс Хцм экраноплана:

где Mz - коэффициент момента тангажа;

Cy - коэффициент подъемной силы;

υ - угол тангажа;

h=Н/В_А - относительная высота полета экраноплана;

В_А - средняя аэродинамическая (или геометрическая) хорда крыла экраноплана;

Хfh=dMz/dCy при u=const - запас устойчивости по высоте;

Хυf=dMz/dCy при h=H/B_A=const - запас устойчивости по углу тангажа.

В статье «Расчетное исследование влияния параметров профиля на его аэродинамические характеристики вблизи экрана», авторы В.Н. Архангельский, С.И. Коновалов, В.Г. Гадецкий, Труды ЦАГИ, вып. 2304, стр.12-21, 1985 г., [2], показано, что в зависимости коэффициента подъемной силы профиля от угла тангажа при сохранении постоянной высоты над экраном Cy(ϑ, h) при h=const, всегда есть такие углы тангажа ϑ* и соответствующие им коэффициенты подъемной силы Cy*, при которых dCy/dh=0. При этом происходит разрыв в зависимости Xfh=f(ϑ) 2-го рода, так как Xfh=dMz/dCy=(dMz/dh)/(dCy/dh)=±∞. При величинах ϑ≤ϑ*, Cy≤Cy* отсутствует устойчивость по высоте, так как dCy/dh≥0, и с уменьшением высоты полета крыло не «отталкивается», а «притягивается» к поверхности. Согласно статье [2], при использовании профиля с S-образной средней линией при углах тангажа ϑ*ϑ<ϑ_УСТ имеется диапазон углов тангажа Δϑ_УСТ (и коэффициентов подъемной силы ΔСy_УСТ), при которых соблюдается необходимое условие устойчивости (1):

где υ_УСТ, Сy_УУСТ - угол тангажа и коэффициент подъемной силы, соответствующие совпадению положений фокусов по высоте и по углу тангажа: Xfh=Xfυ.

Использование в экранопланах крыльев с профилем с S-образной средней линией, как показано в описании изобретения РФ №2118269, МПК В64С 3/14, B60V 1/08, дата публикации 27.08.1998 г., [3], позволило расширить диапазон углов тангажа Δϑ_УСТ и коэффициентов подъемной силы ΔСy_УСТ, при которых обеспечивается необходимое условие устойчивости (1) при полете экраноплана во всем диапазоне высот проявления экранного эффекта. Однако апериодическая устойчивость на высотах со слабым действием экранного эффекта Н=(0,4…2,0)В_А обеспечивается при малых величинах углов тангажа ϑ_УСТ и коэффициетов подъемной силы Сy_УСТ и, следовательно, при больших скоростях полета и малых величинах аэродинамического качества. При внешних возмущениях, маневрировании по высоте и ошибках пилотирования могут возникнуть ситуации полета экраноплана с углами тангажа, близкими по величине к ϑ*, и потери экранопланом устойчивости по высоте dCy/dh≥0. Для предотвращения потери устойчивости по высоте экраноплан необходимо оснащать системой автоматического управления, например, системой автоматического демпфирования.

В статье «Some nonlinear effects in stability and control of wing-in-gound effect vehicles», автор Staufenbiel R., "J. Aircraft", 1978, VIII, v.15, №8, стр.541-544, [4], показано, что при полете на высотах со слабым проявлением экранного эффекта Н=(0,4…2,0)B_A для обеспечения апериодической устойчивости полета необходимо использовать систему автоматического управления, в частности систему стабилизации по скорости.

В описании изобретения РФ №2286268, МПК B60V 1/08, дата публикации 27.10.2006 г., [5], представлен экраноплан, содержащий силовую установку, крыло, оснащенное механизацией задней кромки с, по меньшей мере, одной осью вращения, расположенной вдоль размаха крыла, энергоприводом для перемещения механизации и оперение. При выполнении крыла составным, состоящим из центроплана и соединенных с ним консолей, с указанными в описании изобретения [5] соотношениями площадей и положения центроплана, консолей и горизонтального оперения обеспечивается устойчивость при полетах на высоте как с сильным (Н≤0,4B_A), так и слабым Н=(0,4…2,0)B_A проявлением экранного эффекта, вплоть до высот отсутствия экранного эффекта (Н>2B_A), т.е. самолетных эксплуатационных режимов движения.

В книге «Экранопланы. Особенности теории и проектирования», авторы А.И. Маскалик, Б.А. Колызаев, В.И. Жуков, Г.Л. Радовицкий, Д.Н. Синицын, Л.К. Загорулько, изд. СПб, Судостроение, 2000 г., [6], на стр.288, 289, рис.147 представлен пример системы управления закрылками крыла экраноплана, содержащий механизм стопорения рычагов управления закрылками в любом положении. Управление закрылками (стр.163…166, рис.85, 86, [6]) предназначено для взлетно-посадочных режимов и маневрирования по высоте в зоне сильного влияния экранного эффекта. В то же время, в книге [6] отсутствуют данные по стабилизации экраноплана при полетах на высотах со слабым проявлением экранного эффекта Н=(0,4…2,0)B_A.

Способ стабилизации полета экраноплана, содержащего крыло, оснащенное механизацией задней кромки, включающий регулирование скорости полета во всем диапазоне высот действия экранного эффекта, предложенный в статье [4], принят за наиболее близкий аналог объекта изобретения «способ». Недостатком известного способа является необходимость использования системы автоматического управления для осуществления полета на высотах со слабым проявлением экранного эффекта.

Экраноплан, представленный в изобретении [5], содержащий силовую установку, оперение, крыло, оснащенное механизацией задней кромки с, по меньшей мере, одной осью вращения, расположенной вдоль размаха крыла, энергоприводом для перемещения механизации, способный совершать полеты на всех высотах проявления экранопланного эффекта, вплоть до самолетных, принят за наиболее близкий аналог экраноплана, реализующего заявленный способ.

Решаемой группой изобретений технической задачей является обеспечение необходимого условия апериодической устойчивости экраноплана при полете на высотах как с сильным, Н<0,4B_A, так и слабым, Н=(0,4…2,0)В_А, проявлением экранного эффекта.

Технический результат в части способа стабилизации экраноплана заключается в определении условий управления экранопланом, обеспечивающих выполнение необходимого условия апериодической устойчивости на высотах как сильного, так и слабого проявления экранного эффекта.

Технический результат в части объекта изобретения «устройство» заключается в обеспечении выполнения необходимого условия апериодической устойчивости на высотах как сильного, так и слабого проявления экранного эффекта посредством регулирования средней линии профиля крыла.

Сущность группы изобретений заключается в следующем.

Способ стабилизации полета экраноплана, содержащего крыло, оснащенное механизацией задней кромки, как и в наиболее близком аналоге [4], включает регулирование скорости полета во всем диапазоне высот действия экранного эффекта, но в отличие от наиболее близкого аналога [4], при увеличении высоты полета вплоть до высот со слабым проявлением экранного эффекта, экраноплан разгоняют и одновременно увеличивают величину первой относительной вогнутости средней линии профиля крыла, а при уменьшении высоты полета до высот с сильным проявлением экранного эффекта скорость экраноплана уменьшают и одновременно уменьшают величину второй относительной вогнутости средней линии профиля крыла.

Способ характеризуется тем, что первую относительную вогнутость средней линии профиля крыла изменяют путем отклонения закрылка крыла вниз, а величину второй относительной вогнутости средней линии профиля крыла изменяют путем отклонения закрылка крыла вверх.

Экраноплан, как и в наиболее близком аналоге [5], содержит силовую установку, оперение, крыло, оснащенное механизацией задней кромки с, по меньшей мере, одной осью вращения, расположенной вдоль размаха крыла, энергоприводом для перемещения механизации задней кромки, но в отличие от наиболее близкого аналога [5], механизация задней кромки крыла содержит закрылок, выполненный с возможностью отклонения энергоприводом относительно оси вращения как вниз, так и вверх, а кинематическая связь энергопривода с закрылком содержит упругий элемент.

Экраноплан характеризуется тем, что закрылок выполнен двухзвеньевым, каждое из звеньев закрылка выполнено с возможностью отклонения как вниз, так и вверх, а кинематическая связь энергопривода с закрылком из звеньев содержит упругий элемент.

Экраноплан характеризуется тем, что в продольном сечении контур нижней поверхности продольного сечения закрылка выполнен в виде кривой с радиусом кривизны, равным 0,5…4,5 хорды крыла, и центром кривизны, расположенным над верхней поверхностью крыла.

Экраноплан характеризуется тем, что крыло выполнено состоящим из центроплана и консолей, центроплан выполнен с большой хордой крыла и оснащен закрылком.

Группа изобретений поясняется чертежами.

На фиг.1 представлен профиль крыла экраноплана.

На фиг.2 показана зависимость углов тангажа экраноплана υ*, υ_УСТ от высоты над экраном.

На фиг.3 показана зависимость коэффициентов подъемной силы экраноплана Cy*, Сy_УСТ от высоты над экраном.

На фиг.4 показана зависимость угла тангажа υ* от относительной вогнутости профиля крыла экраноплана.

На фиг.5 представлен график изменения положения аэродинамического фокуса по углу тангажа от вогнутости профиля крыла экраноплана x_fϑ(f₂).

На фиг.6 представлен график изменения положения аэродинамического фокуса по высоте от вогнутости профиля крыла экраноплана x_fh(f₂).

На фиг.7 представлен график изменения разноса аэродинамических фокусов от вогнутости профиля крыла экраноплана Xfϑh(f₂).

На фиг.8 показан пример зависимости относительной вогнутости крыла от угла отклонения закрылка крыла.

На фиг.9 показан экраноплан при виде в плане.

На фиг.10 дан разрез А-А на фиг.9 однозвенного закрылка, отклоненного вниз.

На фиг.11 дан разрез А-А на фиг.9 однозвенного закрылка, отклоненного вверх.

На фиг.12 дан разрез Б-Б на фиг.9 двухзвенного закрылка, отклоненного вниз.

На фиг.13 дан разрез Б-Б на фиг.9 двухзвенного закрылка, отклоненного вверх.

Изобретение выполнено следующим образом.

Стабилизация полета экраноплана без системы автоматического управления при наборе высоты и переходе от высоты с сильным проявлением экранного эффекта Н<0,4B_A в зону высот со слабым проявлением экранного эффекта Н=(0,4…2,0)B_A может быть обеспечена только при выполнении необходимого условия апериодической устойчивости (1), а именно, расположении аэродинамического фокуса по высоте впереди аэродинамического фокуса по углу тангажа.

Параметры профиля крыла приведены на фиг.1. Как показано на фиг.2, 3 (и в описании изобретения [3]), по мере удаления от экрана критический углы тангажа υ* и соответствующий ему коэффициент подъемной силы Cy* уменьшаются по величине, а величины υ_УСТ и соответствующие им коэффициенты Сy_УСТ также уменьшаются в зоне сильного проявления экранного эффекта, а на больших высотах интенсивность их изменения снижается. В результате диапазоны Δυ_УСТ ΔСy_УСТ несколько увеличиваются. Однако коэффициенты Сy_УСТ имеют малые величины, и низкие соответствующие им величины аэродинамического качества экранопланов, в связи с чем реализация таких режимов полета возможна только при высокой тяговооруженности экраноплана.

Увеличение максимальной относительной вогнутости f₁ средней линии 1 профиля, равной отношению к хорде профиля расстояния F₁ до хорды 2, соединяющей носок 3 и хвостик профиля, f₁=F₁/B_A фиг.1), приводит к уменьшению (увеличению модуля) величины углов тангажа υ* (фиг.4) при сохранении малых величин соответствующих им коэффициентов Cy*.

Как известно из выражения: Cy=(dCy/dυ)·(υ-υ₀), где υ₀=-2f₁ - угол тангажа при Cy=0, с ростом положительной вогнутости f₁ величина угла тангажа υ₀ уменьшается, и коэффициент подъемной силы профиля (и крыла) Cy при заданной величине υ=υ_УСТ возрастает. Угол тангажа υ_УСТ снижается в меньшей степени, чем увеличивается коэффициент подъемной силы Сy_УСТ=(dCy/dυ)*(υ_УСТ-υ₀) при увеличении первой относительной вогнутости f₁, что и обеспечивает расширение диапазона устойчивого коэффициента подъемной силы ΔСy_УСТ, при котором соблюдается необходимое условие устойчивости (1).

Расчетные и экспериментальные исследования показали, что величина второй вогнутости f₂ профиля крыла с S-образной средней линией при малом изменении (практически сохранении) положения аэродинамического фокуса по углу тангажа x_fυ (3), как показано на фиг.5, влияет на смещение аэродинамического фокуса по высоте x_fh (2) в сторону носка 3 профиля (фиг.6). Это связано с тем, что нижняя поверхность крыла, формирующая S-образную среднюю линию 1, создает условия для реализации эффекта Вентури, при котором в результате ускорения потока в районе хвостовой части крыла центр давления на нижней поверхности перемещается в сторону передней кромки крыла. При этом разнос аэродинамических фокусов Xfϑh, как показано на фиг.7, увеличивается, чем обеспечивается выполнение необходимого условия устойчивости (1) и стабилизация полета экраноплана без системы автоматического управления.

Таким образом, для устойчивого полета необходимо разгонять экраноплан и одновременно увеличивать положительную вогнутость f₁ средней линии 1 профиля крыла при переходе от высот с сильным (Н<0,4B_A) к высотам со слабым Н=(0,5…2,0)B_A проявлением экранного эффекта, и наоборот, при переходе с высот полета со слабым к высотам с сильным проявлением экранного эффекта скорость полета экраноплана уменьшают при одновременном уменьшении (увеличении модуля) величины второй вогнутости f₂ S-образной средней линии 1 крыла экраноплана.

Представленный способ стабилизации экраноплана на всех диапазонах высот экранного полета может быть реализован путем изменения кривизны средней линии профиля крыла экраноплана при управлении закрылками (фиг.8) для регулирования вогнутости f₁; f₂ и/или предкрылками (для регулирования вогнутости f₁). Но для изменения положительной кривизны профиля достаточно отклонения закрылка (фиг.1) на расстояние, не превышающее толщину профиля, что существенно меньше, чем при отклонении закрылка на взлете, посадке и при управлении высотой полета экраноплана. Кроме того, величины вогнутостей f₁, f₂ имеют большое значение для «регулирования» границ коридора устойчивости υ*…υ_УСТ и Cy*…Сy_УСТ. Поэтому для получения наибольшего эффекта при реализации способа стабилизации полета экраноплана необходим привод механизации, обеспечивающий небольшие перемещения задней кромки крыла как вниз, так и вверх и фиксацию их положения.

Пример экраноплана с такой механизацией, реализующей данный способ стабилизации, представлен в объекте изобретения «устройство».

Экраноплан, выполненный в предпочтительном варианте реализации группы изобретений по схеме «составное крыло», содержит центральное крыло (центроплан 5) и присоединенные к нему консоли 6, силовую установку 7, горизонтальное 8 и вертикальное 9 оперение, взлетно-посадочное устройство, например поплавки 10, фюзеляж 11. Центроплан 5 оснащен механизацией задней кромки, например закрылком 12 (фиг.9).

Закрылок 12 целесообразно выполнять безщелевым, отклонение закрылка относительно оси 13 как вниз, так и вверх обеспечивается энергоприводом 14, например гидроцилиндом, электромеханизмом и т.п., при фиксации промежуточных положений закрылка 12 (фиг.10, 11). В кинематическую связь энергопривода 14 с закрылком 12 включено упругое звено 15, например гидравлический, пневматический и т.п. амортизатор. Энергопривод 14 может приводиться в действие как пилотом, так и быть задействованным в системе управления, например, получающим управляющие сигналы от датчиков угла тангажа и высоты полета экранолета (на фиг. не показано).

Закрылок 12 может выполняться безщелевым двухзвеньевым (фиг.12, 13). Первое звено 16 закрылка 12 соединено с крылом 5 посредством энергопривода 14, содержащим упругое звено 15, и выполнено с возможностью отклонения относительно оси 13 как вниз, так и вверх. Второе звено 17 закрылка 12 соединено с первым звеном 16 посредством энергопривода 18, обеспечивающем его отклонение как вниз, так и вверх относительно первого звена 16 вокруг оси 19. В кинематическую связь энергопривода 18 со вторым звеном 17 включено упругое звено 20, например гидравлический, пневматический и т.п. амортизатор.

В предпочтительном варианте выполнения нижнюю поверхность 21 закрылка 12, в том числе двухзвенного, целесообразно выполнять с криволинейным контуром в виде дуги в продольном сечении, при этом радиус кривизны R равен (0,5…4,5)В_А, а ось дуги расположена выше верхней поверхности крыла 5. Закрылок 12 также целесообразно выполнять разделенным на ряд секций по размаху крыла 5 (фиг.9).

Изобретения реализуются следующим образом.

При полете экраноплана возникает необходимость изменения высоты полета (например, для облета препятствий по высоте, появлении высоких волн и т.п.), в том числе для выполнения полета экраноплана на высотах со слабым проявлением экранного эффекта.

При переходе на высоту полета Н=(0,4…2,0)В_А, выходящую за пределы зоны сильного влияния экранного эффекта Н<0,4B_A, необходимо обеспечить выполнение условий устойчивости (1). С целью расширения диапазона углов тангажа Δϑ_УСТ и коэффициентов подъемной силы ΔСy_УСТ, в котором выполняется необходимое условие апериодической устойчивости (1), увеличивают скорость полета экраноплана и увеличивают первую относительную вогнутость f₁ средней линии 1 профиля крыла 5. Для этого посредством энергопривода 14 отклоняют закрылок 12 вниз. При выполнении крейсерского режима полета на выбранной высоте со слабым проявлением экранного эффекта Н=(0,4…2,0)В_А фиксируют положение закрылка 12 в промежуточном положении, обеспечивающем выполнение необходимого условия апериодической устойчивости (1).

При приближении к экрану с высот со слабым Н=(0,4…2,0)B_A на высоты с сильным проявлением экранного эффекта Н<0,4B_A скорость экраноплана уменьшают и одновременно уменьшают (увеличивают модуль) величину второй вогнутости f₂ средней линии 1 профиля крыла 5 посредством отклонения закрылка 12 энергоприводом 14 относительно оси 13 вверх. При этом, как показано на фиг.6, аэродинамический фокус по высоте перемещается вперед (в сторону носка 3 профиля, фиг.1) и увеличивается разнос аэродинамических фокусов (фиг.7). Этим обеспечивается выполнение необходимого условия апериодической устойчивости. Более того, регулирование положения аэродинамического фокуса по высоте Xfh посредством изменения второй относительной вогнутости f₂, например, при отклонении закрылка 12, фиг.8, обеспечивает возможность совмещения положений аэродинамического фокуса по высоте с центром масс Xfh=Хцм, что существенно улучшает устойчивость и управляемость экраноплана на высотах с сильным влиянием экранного эффекта в широком диапазоне углов тангажа ϑ, коэффициентов Cy и соответствующих им скоростей полета экраноплана.

Выполнение закрылка 12 многозвенным, например двухзвенным (фиг.12, 13), отклонение каждого из звеньев 16, 17 обеспечивает более плавное изменение нижней 21 и верхней поверхности закрылка 12 (и средней линии 1 профиля крыла 12). Это способствует лучшему регулированию величин относительных вогнутостей и, кроме того, снижению величин аэродинамических потерь в зонах взаимодействия потока с переходом поверхностей звеньев закрылка, особенно при отклонении звеньев 16, 17 закрылка 12 вверх.

Таким образом, изменение относительной вогнутости средней линии 1 профиля крыла 5 путем отклонения закрылка 12 вниз и вверх обеспечивает расширение диапазона углов тангажа Δϑ_УСТ=ϑ_УСТ-ϑ* и коэффициентов подъемной силы ΔСy_УСТ=Сy_УСТ-Cy* во всем диапазоне высот проявления экранного эффекта Н≤2B_A, и, следовательно, является новым свойством закрылка и экраноплана в целом по сравнению с известными из уровня техники примерами выполнения закрылков крыла экраноплана.

Включение в кинематическую связь энергопривода 14 с закрылком 12 упругого звена 15 обеспечивает отклонение закрылков при их встрече с препятсвием при полетах на малых высотах. Выполнение нижней поверхности 21 закрылка 12, в том числе двухзвеньевого, с криволинейным контуром в продольном сечении, с радиусом дуги R=(0,5…4,5)B_A, обеспечивает формирование S-образной средней линии 1 профиля, что расширяет диапазон углов тангажа Δϑ_УСТ и коэффициентов подъемной силы ΔСy_УСТ, и, следовательно, уменьшает величины углов отклонения закрылков 12 при регулировании относительных вогнутостей профиля крыла 5.

Входящие в формулу изобретения признаки образуют совокупность взаимосвязанных между собой признаков, необходимых и достаточных для реализации группы изобретений. В представленной группе изобретений обеспечено единство изобретений, поскольку обеспечивается решение одной и той же технической задачи с достижением одинакового технического результата. Совокупность признаков, приведенных в объекте изобретения «устройство», достаточна для реализации заявленного способа.

Для реализации группы изобретений имеется достаточный научно-конструкторский и технологический потенциал на предприятиях авиационной и судовой промышленности. Группа изобретений соответствует условию патентоспособности «промышленная применимость».

ПЕРЕЧЕНЬ ПОЗИЦИЙ И ОБОЗНАЧЕНИЙ

1 - средняя линия профиля крыла;

2 - хорда профиля;

3 - носок профиля;

4 - хвостик профиля;

5 - центроплан составного крыла;

6 - консоли составного крыла;

7 - двигатель силовой установки;

8 - горизонтальное оперение;

9 - вертикальное оперение;

10 - поплавки;

11 - фюзеляж;

12 - закрылок;

13 - ось вращения закрылка 12;

14 - энергопривод закрылка 12;

15 - упругое звено;

16 - первое звено закрылка 12;

17 - второе звено закрылка 12;

18 - энергопривод второго звена 17 закрылка 12;

19 - ось вращения второго звена 17 закрылка 12;

20 - упругое звено привода второго звена 17 закрылка 12;

21 - криволинейная нижняя поверхность закрылка 12.

Xfh=Xцм-dMz/dCy при υ=const - аэродинамический фокус по высоте;

Xfυ=Xцм-dMz/dCy при h=Н/В_А=const - аэродинамический фокус по углу тангажа;

Mz - коэффициент момента тангажа;

Cy - коэффициент подъемной силы;

υ - угол тангажа;

h=Н/В_А - относительная высота полета экраноплана;

В_А - средняя аэродинамическая (или геометрическая) хорда крыла экраноплана;

f₁=F₁/B_A - первая относительная вогнутость профиля крыла экраноплана;

f₂=F₂/B_A - вторая относительная вогнутость профиля крыла экраноплана

x_fh=dMz/dCy при υ=const - запас устойчивости по высоте;

x_fυ=dMz/dCy при h=H/B_A=const - запас устойчивости по углу тангажа;

ϑ* - угол тангажа, при котором dCy/dh=0;

Cy* - коэффициент подъемной силы, при котором dCy/dh=0;

ϑ_УСТ - угол тангажа при Xfh=Xfυ;

Сy_УСТ - коэффициент подъемной силы при Xfh=Xfυ.