ГИДРОСАМОЛЕТ Российский патент 2004 года по МПК B64C35/00 

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 1,0÷0,05 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_гл≥0,3 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 0,3÷0,8 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_Δ). 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/(q•Су_зак)=0,3 м²,
где q = 0,5•ρ_воды•V2рас

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.

Изобретение относится к авиационной технике и касается гидросамолетов, летательных аппаратов с использованием аэродинамического экранного эффекта при взлете и посадке. Гидросамолет содержит лодку, хвостовое оперение, низкорасположенное глиссирующее крыло с положительным углом поперечного V и механизацией. Механизация выполнена в виде закрылков, установленных на омываемом водой участке крыла в отклоненном на рабочий угол положении. 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. Технический результат реализации изобретения заключается в обеспечении высокого аэродинамического качества гидросамолета при разбеге путем использования оптимального зазора между задней кромкой аэродинамического крыла и поверхностью водного экрана и в повышении гидродинамического качества за счет глиссирования на закрылках. 7 ил.

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.