САМОЛЕТ-АМФИБИЯ

Изобретение относится к авиационной технике и касается конструирования легких самолетов-амфибий (СА), гидросамолетов (ГС), самолетов обычных схем, способных улучшить летно-технические характеристики (ЛТХ) и обеспечить безопасность полетов на больших углах атаки.

К устройствам, улучшающим ЛТХ и повышающим безопасность полетов на больших углах атаки, относятся:
- предкрылки, являющиеся профилированными частями носков крыла, отклоняемые посредством привода или воздействия разрежения от отклонения набегающего потока [1];
- надкрылки, являющиеся дополнительными профилированными аэродинамическими поверхностями, фиксируемыми относительно носков крыла, например, при помощи кронштейнов [1].

Известны летательные аппараты, содержащие фюзеляж, крыло, снабженное надкрылками, зафиксированными по всему размаху консолей крыла [2]. Такое расположение надкрылков увеличивает сопротивление самолета на всех режимах полета и приводит к ухудшению ЛТХ: снижает максимальную скорость и продолжительность полета самолета и увеличивает километровые расходы топлива.

В качестве прототипа рассматривается СА, содержащий лодку с реданами, низкорасположенное водоизмещающее крыло с центропланом прямой стреловидности, имеющий наплыв по передней кромке стреловидностью более 70^o и консолями [3].

Недостатком такой схемы является ранний срыв потока на консолях крыла, обусловленный косыми пространственными течениями на наплывах центроплана. В результате развития срыва и потери подъемной силы на консолях, на самолете возникают кабрирующие моменты обтекания центроплана, приводящие к уменьшению приращения по углу атаки стабилизирующего пикирующего момента, что указывает на снижение степени продольной статической устойчивости. По мере увеличения угла атаки приращение продольного момента становится равным 0 и с дальнейшим увеличением угла атаки это приращение становится положительным еще до срывного угла α_кр. В протекании зависимости коэффициента продольного момента по углу атаки образуется так называемая "ложка", приводящая к подхвату самолета, непроизвольному выходу его на критический угол атаки α_кр и последующему сваливанию. Этот факт существенно снижает безопасность полета и ухудшает ЛТХ самолета-амфибии.

Задачей заявленного технического решения является создание легкого СА с улучшенными летно-техническими характеристиками и характеристиками безопасности полета, особенно на больших углах атаки, за счет повышения аэродинамического качества и расширения летного диапазона углов атаки.

Технический результат достигается тем, что в самолете-амфибии, содержащем лодку с реданами, низкорасположенное водоизмещающее крыло с центропланом прямой стреловидности, имеющий наплыв по передней кромке стреловидностью более 70^o и консолями, консоли снабжены аэродинамическими поверхностями - надкрылками, расположенными у передней кромки на концевых частях консолей и фиксированно соединенными с ними при помощи опор, например, кронштейнов, образуя при этом профилированную щель. Концевые части надкрылков сопряжены с законцовками консолей, а корневые части надкрылков консольно отходят от опор и снабжены плавными законцовками, например, параболическими. Размах надкрылков составляет 0,6-0,7 от размаха консолей. Задняя кромка крыла СА имеет вертикальный срез высотой 1-2,5% от хорды крыла, ограниченный снизу плоской пластиной, длина которой равна высоте среза. Пластина является продолжением нижней поверхности крыла.

Заявленный СА поясняется описанием и чертежами, где показаны на
фиг.1 - вид СА сбоку;
фиг.2 - вид в плане;
фиг.3 - вид спереди;
фиг.4 - схема консоли крыла СА с надкрылком и задней кромкой;
фиг.5 - сечение по надкрылку;
фиг.6 - сечение по задней кромке крыла;
фиг.7 - спектры обтекания консоли крыла прототипа, α_кр = 15^°;
фиг.8 - спектры обтекания консоли крыла заявленного СА, α_кр = 16^°;
фиг.9 - зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки;
фиг.10 - зависимость коэффициента продольного момента от угла атаки.

Самолет-амфибия содержит лодку 1 с реданами 2 и 3, низкорасположенное крыло 4 с центропланом 5 со стреловидностью более 70^o по передней кромке 6 и консолями 7, которые снабжены профилированными аэродинамическими поверхностями - надкрылками 8, фиксированно соединенными с консолями при помощи внутренних опор 9, например, кронштейнов. Размах надкрылков 8 составляет 0,6-0,7 размаха консолей 7. Концевые части надкрылков 8 сопрягаются с законцовками 10 консолей 7 при помощи любых видов соединений, а корневые части отходят от внутренних опор - кронштейнов 9 и снабжены плавными законцовками, например, параболическими 11. Задняя кромка 12 крыла 4 имеет вертикальный срез 13 высотой 1-2,5% вкр, ограниченный снизу плоской пластиной 14, которая является продолжением нижней поверхности крыла 4. Длина пластины 14 равна высоте среза 13 задней кромки 12.

Работу заявленного СА можно объяснить, сравнивая спектры обтекания набегающим потоком крыла моделей прототипа и заявленного СА в аэродинамической трубе.

На фиг. 7 показана картина течения потока на крыле модели прототипа на срыве угла α_кр = 15^°, где видно, что пространственный характер обтекания, который формируется на наплыве центроплана, приводит к появлению срывных течений в задней области консолей крыла. Поскольку срыв потока и падение подъемной силы происходит позади центра тяжести самолета, то это приводит к уменьшению пикирующего момента и к образованию, в зависимости от коэффициента продольного момента от угла атаки α, так называемой "ложки", свидетельствующей о нейтральности и последующей неустойчивости СА.

На фиг.8 показаны спектры обтекания крыла 4 заявленного СА на угле атаки, соответствующем срыву α_кр = 16^°, где видно, что характер обтекания существенно изменился благодаря установке надкрылков 8: концевая часть 7 консоли крыла 4 находится в состоянии безотрывного обтекания. Срыв потока на крыле 4 СА происходит в корневой части консоли 7 крыла 4, передняя кромка которой не защищена надкрылками 8. При этом концевая часть консоли 7 крыла 4 с надкрылками 8 обтекается безотрывно до углов α_кр и далее.

Поскольку концевой участок консолей 7 крыла 4 с надкрылками 8 находится позади центра тяжести самолета, то с увеличением угла атаки пикирующий момент не уменьшается и коэффициент продольного момента продолжает расти пропорционально углу атаки, и "ложка", в зависимости от коэффициента продольного момента от угла атаки, не образуется, т.е. СА не теряет устойчивости вплоть до α_кр и далее.

Рассмотренные выше спектры обтекания подтверждаются графиками продувки модели заявленного СА в различных вариантах [4], где на фиг 9 показаны:
а - зависимость коэффициента подъемной силы С_уа от угла атаки α для прототипа;
в - зависимость коэффициента подъемной силы С_уа от угла атаки α для заявленного СА с надкрылками с размахом (0,6-0,7) в конс.;
с - зависимость коэффициента подъемной силы С_уа от угла атаки α для варианта СА с установленными надкрылками по всему размаху консолей крыла, а на фиг. 10 представлены зависимости коэффициента продольного момента по углу атаки крыла:
а* - зависимость коэффициента подъемной силы С_уа от угла атаки α для рассматриваемого прототипа;
в* - зависимость коэффициента подъемной силы С_уа от угла атаки α для заявленного СА с надкрылками с размахом (0,6-0,8) в конс;
с* - зависимость коэффициента подъемной силы С_уа от угла атаки α для варианта СА с надкрылками по всему размаху консолей.

На фиг. 9 видно, что у заявленного СА коэффициент подъемной силы максимальный (в) и критический угол атаки также максимальный и равен α_кр = 16^°. Зависимости (а) и (с), соответствующие прототипу СА и варианту с надкрылками по всему размаху консолей, имеют меньшее значение максимального коэффициента подъемной силы и критического угла атаки, равного α_кр = 15^°.

На фиг.10 видно, что у зависимостей коэффициента продольного момента от угла атаки α для вариантов а* и с*, потеря продольной статической устойчивости происходит на углах атаки 11^o и 13^o, т.е. еще до режима сваливания с углом атаки α_кр = 15^° для этих вариантов, что недопустимо с точки зрения безопасности полета.

У заявленного СА "ложка" в зависимости от коэффициента продольного момента от угла атаки α проявляется только на углах атаки α=19^o, что лежит за пределами α_кр = 16^°.

Таким образом, установка надкрылков на консолях крыла СА позволяет улучшить характеристики безопасности момента, особенно на больших углах атаки за счет расширения летного диапазона углов атаки.

Для обоснования затупления задней кромки 12 крыла 4, как средства увеличения аэродинамического качества и, соответственно, повышения летно-технических характеристик были проведены аэродинамические исследования в аэродинамической трубе Т.203 СибНИА [5].

Анализ результатов продувок привел к следующим выводам:
- Срыв потока за вертикальным срезом 13, каким является затупленная задняя кромка 12 крыла 4, вызывает в следе за крылом 4 разрежение и это разрежение действует на верхнюю поверхность пластины 14, которая является продолжением нижней поверхности крыла 4.

- При наличии пластины 14, разрежение за срезом 13 более интенсивно распространяется вперед, повышая разрежение на верхней поверхности крыла 4, если пластина 14 расположена снизу.

- В соответствии с вышеизложенным, при установке пластины 14 снизу, в случае δ_з.к = 2,2%, коэффициент подъемной силы крыла возрастает во всем диапазоне углов атаки.

- Поскольку, как уже упоминалось выше, установка пластины 14 приводит к дополнительному уменьшению давления на прилегающей к задней кромке 12 поверхности крыла 4, коэффициент лобового сопротивления за счет сопротивления давления крыла 4 уменьшается, причем уменьшается более значительно в том случае, когда пластина 14 установлена снизу.

- Преимущество по коэффициенту сопротивления С_ха заявленного СА с крылом 4 и пластиной 14, установленной на задней кромке 12, снизу перед другими вариантами выполнения задней кромки 12 крыла 4 сохраняется в зависимости от высоты задней кромки 12 до значений С_уа=0,7-1,0, т.е. на режимах крейсерского полета.

Таким образом, установка пластины 14 на затупленной кромке со стороны нижней поверхности крыла 4 приводит к повышению аэродинамического качества.

Предлагаемый СА, благодаря применению надкрылков, установленных на концевых частях консолей и затупленной задней кромке крыла с пластиной, закрепленной на нижней поверхности консоли крыла, позволяет достичь поставленной задачи: создать легкий СА с улучшенными летно-техническими характеристиками безопасности полета, особенно на больших углах атаки за счет повышения аэродинамического качества и расширения летного диапазона углов атаки.

Источники информации
1. Справочник авиаконструктора. Том 1, Аэродинамика самолета, 1937 г., с.139, фиг.142(c, d).

2. Jane's All the World's aircraft, 1983-84 гг., с. 169-171.

3. Патент РФ 2135394, бюл. 24, 27.08.99 г.

4. Результаты поиска средств улучшения аэродинамических свойств модели самолета - амфибии Бе-103 на околокритических углах атаки; Отчет СибНИА 27 - 98, с.22, 79, 80.

5. Исследование влияния затупления задней кромки крыла на его аэродинамические характеристики. Отчет СибНИА 2-99.