ЭКРАНОПЛАН С НОСОВЫМИ ПОДДУВНЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ Российский патент 2005 года по МПК B60V1/08 

Изобретение относится к судостроению, а конкретнее к аппаратам на динамической воздушной подушке - экранопланам, и направлено на улучшение их характеристик на взлете в условиях спокойной и взволнованной поверхности воды.

Экраноплан движется с большой скоростью (около 400-600 км/ч) над водной поверхностью на высоте, меньшей величины средней аэродинамической хорды b_сах. При взлете с водной поверхности за счет реактивных струй стартовых носовых двигателей, направленных под крыло (или центроплан крыла), создается дополнительная подъемная сила, существенно превышающая вес аппарата и способствующая интенсивному выходу экраноплана на разбеге из воды и, как следствие, снижению полного аэрогидродинамического сопротивления.

Выполненные эксперименты на маломасштабных и самоходных моделях показали, что наибольшая тяга необходима на критических скоростях движения, когда минимальные запасы тяги по ускорению составляют около 5%, при этом тяговооруженность экраноплана (отношение тяги к водоизмещению) достигает ψ=0,4-0,5, в то время как на крейсерском режиме эта величина равна 0,05-0,1.

Поэтому предлагаемые конструктивно-компоновочные решения настоящего изобретения направлены на снижение потребных тяг экраноплана на разбеге на критических скоростях движения и сближения их с потребными тягами на крейсерском режиме, что позволяет оптимизировать соотношение тяговооруженности между стартовой и маршевой силовыми установками.

Среди существующих авторских свидетельств и патентов отметим те, которые предусматривают такое снижение:

- А.С. №2031026. Предложено снижение сопротивления на разгоне за счет движения на начальном участке по рельсам, лежащим на жестком основании. Описанное устройство может применяться лишь однократно, в оборудованной базе, что существенно снижает эксплуатационные возможности экраноплана;

- А.С. №2057040. Предлагается увеличение подъемной силы и снижение сопротивления за счет расположения силовой установки с воздушным винтом под крылом. С помощью каналов в крыле и заборников для каждого канала, которыми являются подъемные крышки, часть потока воздуха направляется в подкрыльевое пространство и за счет статического давления создается подъемная сила на крыле. Такая система довольно сложна и добиться полной разгрузки при использовании части тяги практически невозможно. Но главным недостатком является то, что при наборе скорости статическая подушка будет разрушаться, а на больших скоростях возможно возникновение противотока воздуха в каналах, что может привести к непредсказуемым последствиям;

- А.С. №2057664. Стартовая силовая установка совмещена с тяговой и струя двигателя постоянно направлена под крыло. Эта схема обеспечивает удовлетворительные стартовые качества, но в крейсерском режиме возможно реализовать лишь качество, мало отличающееся от качества на старте, поэтому такое решение может быть использовано лишь в ограниченных целях;

- RU 2099217. Предложена схема силовой установки и движителя (воздушного винта в кольцевой насадке), обеспечивающих тягу и разгрузку экраноплана за счет направления струи от движителя под центропланную часть крыла. Предложенная система имеет ряд следующих недостатков:

- поворот движителя осуществляется на малом плече до шарнира, что приводит к значительным колебаниям системы вал - движитель и необеспечению приемлемого срока службы;

- поддув от воздушного винта создает малое давление в подкрыльевом пространстве и требует значительных площадей обдуваемой части крыла или центроплана, необходимость в которых на крейсерском режиме (в полете) отсутствует;

- низкая мореходность экраноплана предлагаемой схемы, т.к. при взлете на волнении вода не должна касаться нижней кромки движителя и не должна засасываться воздушным винтом (ВВ). А увеличение высоты расположения ВВ приводит к большим углам наклона ВВ, возникновению косого обтекания его, потерям тяги и, как правило, к нарушению прочности движителя в этих условиях;

- опыт реализации такого поддува (от воздушного винта) по более простой схеме на речном экраноплане типа “Волга” показал приемлемость этой схемы поддува лишь для экранопланов малых размеров (до 10 т взлетной массы) и малой мореходности;

- А.С. 2094265. Предусматривается подача дисперсной воды в двигатель и через него в реактивную струю, которая направляется в подкрыльевое пространство. Теоретически тяга и подъемная сила должны возрасти, но имеющиеся модельные эксперименты, проведенные в ОАО “ЦКБ по СПК им. Р.Е.Алексеева” (г. Н.Новгород), показали малый эффект от подачи воды. Недостаток - необходимость возить запас пресной воды, т.к. морская вода при прохождении через двигатель быстро выводит его из строя;

- А.С. №2096210. Предлагается выдув газов назад по всей носовой кромке крыла. Нет описания конструкции и не ясна цель: или увеличение подъемной силы, или защита от обмерзания. Конструкция сложная, большие потери давления в трубопроводах;

- А.С. №2015046. Предлагается направить струи от двигателей в подкрыльевое пространство таким образом, чтобы они образовали встречно вращающиеся вихри, которые бы создали дополнительную подъемную силу на крыле. В обоснование эффекта этой схемы необходимо провести модельные испытания, т.к. по элементарным соображениям в вихре создается сила, направленная к центру, и на крыле от воздействия вихря могут возникнуть не только подъемные, но и присасывающие силы.

В работах ОАО “ЦКБ по СПК им. Р.Е.Алексеева” при участии авторов настоящего изобретения была исследована возможность снижения потребной тяги двигателей на критических скоростях движения за счет образования дополнительной подъемной силы и уменьшения сопротивления при поддуве носовыми двигателями газовой реактивной струи в подкрыльевое пространство.

Исследование поддува было продолжено на самоходных пилотируемых моделях (СМ2, СМ4, СМ5) и опытных кораблях - экранопланах проектов “КМ”, “Орленок” и “Лунь”.

Попытки дать некоторое теоретическое описание физики поддува сделаны в книге “Экранопланы. Особенности теории проектирования”, СПб; Судостроение, 2000.

Предметом настоящего изобретения являются конструктивно-компоновочные решения системы механизации старта экраноплана с помощью “поддува”, включающего стартовую силовую установку, расположенную перед крылом и обеспечивающую повышение целого ряда эксплуатационных свойств экраноплана, таких как: снижение необходимой тяги на режиме разбега, уменьшение скорости отрыва экраноплана от водной поверхности, уменьшение размахов угловых колебаний в продольной, боковой и вертикальной плоскостях, уменьшение величины и количества ударов о волну при взлете, подъем рубки над водой во время разбега, снижение брызгообразования.

Рассмотрим компоновочное решение экраноплана, состоящего из корпуса, низкорасположенного крыла, вертикального и горизонтального оперений, органов управления движением и силовой установкой. Для эффективной эксплуатации экраноплана, в том числе и на режиме разбега, силовая установка делится на две - стартовую и маршевую (крейсерскую), которые расположены в носовой и кормовой частях корпуса соответственно.

Стартовая силовая установка состоит из одного или группы двигателей, непосредственно создающих реактивную струю из отходящих газов или смеси отходящих газов и воздуха от вентилятора двигателя и направляемых специальными устройствами в подкрыльевое пространство. Располагаются двигатели на пилоне, крепящемся к корпусу перед крылом. С целью получения максимальной подъемной силы при допустимом нагреве конструкций корпуса (крыла) расстояние от среза сопл двигателей до передней кромки крыла определяется из уравнения

где l - отстояние носовой кромки крыла от среза сопла;

d - диаметр сопла;

- температура на срезе сопла, в градусах Кельвина;

- требуемая температура на передней кромке крыла, в градусах Кельвина (принимается из условий допустимого нагрева конкретного материала конструкции крыла).

При выбранном расстоянии 1 крыло устанавливается под углом α_уст=2,0-5,0° (по средней аэродинамической хорде b_cax). Носовая кромка крыла по линии оси двигателя (или средней оси всех двигателей) возвышается над уровнем ватерлинии на тихой воде на величину 0,01-0,2b_сах. По концам размаха крыла располагаются концевые шайбы на высоте не менее Т_к-0,1 м, где Т_к - осадка корпуса по точке пересечения линии CAX и диаметральной плоскости. В районе кормовой кромки крыла устанавливают закрылки с хордой b_з=(0,07-0,15)b_сах и углами отклонения вверх 5-10°, вниз 30-60°, причем осадка по задней кромке отклоненного закрылка не должна превышать осадку Т_к.

Для исключения растекания струи по размаху крыла по линии хорды на ее длины в кормовой части устанавливаются 1-3 промежуточные шайбы так, чтобы их осадка не превышала Т_к-0,1 м.

Пилон двигателей жестко крепится к корпусу на расстоянии от ватерлинии не менее диаметра входного сопла двигателя при установочном угле двигателя к основной линии, обеспечивающем направление струй в подкрыльевое пространство, определяемом по формуле

α_уст ^дв=arctg[(h_l-h_k)/l+0,5d/l],

где h_l - высота оси двигателя от основной линии по задней кромке,

h_l=Т_н+1/2h_в3%+1/2d;

h_к - высота носка крыла от ОЛ;

l - отстояние среза сопла от носка крыла;

d - диаметр сопла двигателя;

Т_н - осадка корпуса носом;

h_в3% - высота расчетной волны на разбеге.

С целью снижения сопротивления на крейсерском режиме движения (в полете у экрана) и повышения эффективности поддува (подъемной силы на крыле) за счет увеличения объема газовоздушной смеси, направляемой в подкрыльевое пространство, пилон с жестко закрепленными на нем двигателями выполняется поворотным, при этом максимальный угол поворота пилона определяется формулой

(см. обозначения выше).

При тяжелых двигателях большой мощности те же задачи можно решить и при закрепленном на корпусе пилоне с двигателями, крепление которых обеспечивает поворот относительно пилона на угол, определенный по формуле выше, применительно к поворотному пилону.

Одним из самых распространенных, существенно упрощенных и внедренных на опытных и серийных экранопланах, является вариант отклонения газовыхлопных струй носовых двигателей с помощью поворотных козырьков или сопловых насадков, расположенных за срезом реактивного сопла двигателя. Козырек отклоняется вниз на угол, обеспечивающий эффективное взаимодействие струи и крыла, при этом размеры сопла и козырька связаны соотношениями:

внутренний радиус козырька r_к=r_с+(20-100)мм;

где r_к - внутренний радиус козырька (сопловой насадки);

r_с - радиус сопла.

Носовая часть козырька (насадка) выполнена обтекаемой по форме окружности с радиусом r_н=(0,07-0,15)r_c; козырек перекрывает сопло на 100-400 мм вверх и в нос, охватывает 150-240° окружности сопла и имеет возможность с помощью силовой системы отклоняться вниз на угол:

(см. обозначения выше).

Для уменьшения потерь энергии при повороте струи за срезом реактивного сопла двигателя используется цилиндрический поворотный насадок, имеющий внутренний диаметр d_н=d+(0,1-0,2)м. Угол насадка определяется по формулам, приведенным выше.

Система управления поворотом насадка такая же, как у козырька. Насадок может иметь переменное по длине сечение - от окружности (у сопла) до эллипса (на выходной части). Причем эллипс имеет ту же площадь, что и начальная часть насадка с горизонтальным расположением большой оси. Отношение сторон эллипса принимается равным 1,3-2,0.

Для отклонения струи от корпуса с целью исключения его нагрева, а также для повышения эффективности поддува под крыло экраноплана поворотные устройства (козырьки или насадки) выполняются с возможностью отклонения в горизонтальной плоскости на угол до 15°.

Для уменьшения шума, создаваемого реактивным двигателем, снижения температуры газов в струе и повышения эффективности поддува в поворотные сопловые устройства организуется подача воды в объеме 2-3% от массового расхода выхлопных газов двигателей.

Для уменьшения нагрева нижней плоскости крыла она выполнена реданированной, причем реданы имеют размеры:

h_p=2500/V_в/2 - высота реданов,

где V_в/2 - скорость струи на уровне половины хорд;

S=(15-30)h - шаг реданов;

b_p=(10-15)h - ширина реданов.

Целесообразно конструктивно совмещать реданы со стрингерами панелей крыла и изготовлять одновременно с панелями. Реданы будут отбивать горячую струю от обшивки. Нагреваясь сами, они будут деформироваться вместе со стрингерами, имеющими значительную жесткость, и, следовательно, возникающие температурные напряжения будут невелики.

Для увеличения эффективности стартовых двигателей, особенно на малых скоростях движения, что необходимо при выходе экраноплана на необорудованный берег, в носовой части крыла, в специальных нишах, устанавливаются поворотные подкрыльевые щитки, которые уменьшают выдув струи вперед и увеличивают, как следствие, подъемную силу.

Предлагаемые вышеперечисленные конструктивно-компоновочные решения по модернизации механизма старта экраноплана изображены на чертежах.

На фиг.1 изображен корпус экраноплана 1, крыло 2, пилон 3, стартовый (поддувной) двигатель 4, поворотный закрылок крыла 5. Кроме того, на фиг.1 приведены обозначения основных размерений, входящих в формулы оптимизации взаимного расположения частей экраноплана. К ним относятся:

b_сах - средняя аэродинамическая хорда крыла;

α_уст - установочный угол крыла;

α_уст ^дв - установочный угол двигателя;

h_к - положение носка крыла относительно основной линии (ОЛ);

Т - осадка на тихой воде при плавании;

КВЛ - конструктивная ватерлиния на тихой воде;

h₁ - отстояние осевой линии двигателя по кромке сопла от ОЛ;

h_н ¹ - отстояние осевой линии двигателя по кромке воздухозаборника от ОЛ;

l - отстояние носовой кромки крыла от сопла двигателя по линии, параллельной ОЛ;

d - диаметр сопла двигателя.

На фиг.2 изображена конструкция поворотного пилона 3, носовой шарнир крепления пилона к корпусу 6, силовой привод поворота пилона 7, расположенный в районе задней кромки пилона и включающий в себя детали крепления к пилону и корпусу, и гидроцилиндр.

Конструктивно предусматривается возможность поворота пилона на угол α. На фиг.2 изображено положение пилона в крейсерском режиме движения - сплошными линиями и на разбеге в отклоненном положении - пунктирной линией.

На фиг.3 изображен вариант конструкции, обеспечивающий поворот двигателя 4 относительно жесткого пилона 3 на угол α вокруг носового шарнира 8, жестко крепящегося к пилону в носовой части, и механизм поворота 9, крепящийся к кормовому лонжерону пилона и силовой конструкции двигателя.

На фиг.4 изображен поворотный козырек 10, крепящийся посредством шарнира 11 к жестким конструкциям двигателя или пилона, и механизм поворота 12, включающего в себя силовой привод и шарнирные узлы крепления к двигателю и козырьку.

На фиг.5 изображена конструкция поворотной насадки 13 круговой цилиндрической формы или переменного поперечного сечения, переходящего в кормовой части в эллиптическое сечение, крепящейся шарнирными узлами 11 к силовым конструкциям двигателя или пилона, при этом поворот в вертикальной плоскости осуществляется с помощью силового привода 12.

На фиг.6 изображена конструкция козырька 10 (или насадки 13, фиг.5), поворачивающегося одновременно в вертикальной и горизонтальной плоскостях. Это дает возможность повысить эффективность поддува и улучшить управление экранопланом на малых скоростях. Для осуществления поворота в двух плоскостях между корпусом (соплом) двигателя 4 и козырьком 10 (или насадком 13, фиг.5) расположено силовое кольцо 14, которое с помощью двух шарнирных опор 28 имеет возможность поворачиваться в вертикальной плоскости с помощью силового привода. Сам козырек 10 (или насадок 13, фиг.5), крепящийся к кольцу 14 двумя вертикальными пальцами 30, может с помощью силового привода 31 поворачиваться в горизонтальной плоскости на угол до γ=±15°.

На фиг.7 изображен разрез по конструкции козырька 10 (или насадки 13, фиг.5), состоящего из внутренней обшивки 15, наружной обшивки 16, силовых нервюр 17 и трубок 18, по которым к специально профилированным насадкам подается вода для распыления в газовом потоке от двигателя.

На фиг.8 изображена нижняя поверхность крыла 2, состоящая из наружной обшивки 20 и реданов 22, совмещенных со стрингерами 21.

На фиг.9 изображена конструкция поворотного подкрыльевого щитка 22. Щиток 22 в крейсерском режиме располагается в нише крыла 2, и его нижняя поверхность совпадает с нижней поверхностью крыла. В стартовом положении щиток отклоняется в широком диапазоне углов, примерно до перпендикуляра к нижней поверхности крыла. Поворот осуществляется вокруг шарнирного узла 23 с помощью специального силового амортизационного устройства 24, обеспечивающего закрепление щитка в крейсерском режиме, установку его во взлетный режим и уборку в крейсерское положение.

Предлагаемая конструкция стартового устройства экраноплана работает следующим образом.

После принятия решения о взлете стартовые (поддувные) двигатели переводятся на режим “Малый газ”, и экраноплан начинает движение с малой скоростью (5-10 км/ч), выходя на стартовую позицию. На установленной скорости струи стартовых двигателей направляются в подкрыльевое пространство поворотом двигателей или козырьков (насадков), а режим работы двигателей переводится на максимальный режим. Попадающий в подкрыльевое пространство газовый поток при торможении в ограниченном объеме между крылом, корпусом, шайбой и закрылками и, возможно, щитками создает подъемную силу на крыле, которая, по данным модельных и натурных испытаний, превосходит вес аппарата на 20-50%. Экраноплан разгружается, осадка на воде уменьшается, и за счет горизонтальной составляющей тяги стартовых и маршевых двигателей аппарат начинает разгоняться до скорости, когда основная линия корпуса выйдет из воды на 70-80% своей длины. В это время скоростной напор становится достаточным для поддержания экраноплана на заданной высоте движения, и носовые стартовые двигатели могут быть отключены по достижении скорости, равной ≈ 0,6-0,8 от крейсерской. В случае единой силовой установки при переходе от взлетного к крейсерскому режиму движения изменяется направление струй (они выводятся из-под крыла), и осуществляется подбор тяги единой силовой установки, необходимой для крейсерского режима.

Для повышения эксплуатационных качеств экраноплана в конструкцию поворотного козырька или насадка вводится система, состоящая из трубопровода и ответвлений от него, заканчивающихся профилированными соплами, распыляющими воду в газовой струе. Это приводит к перемешиванию воды и газов и, как следствие, к снижению шума и температуры струи и, в конечном итоге, к уменьшению нагрева крыла и повышению долговечности за счет снижения акустической и термической составляющих нагрузок.

Другим способом уменьшения теплового и силового воздействия на конструкцию крыла является создание на нижней поверхности крыла в направлении, перпендикулярном газовому потоку, реданов, совмещенных с продольными ребрами жесткости (стрингерами) крыла. Движение по берегу связано с обязательным применением носовых щитков крыла и для плавного маневрирования с использованием устройства для поворота струи в горизонтальной плоскости.

Таким образом, предлагаемая компоновочная схема экраноплана за счет эффективного направления газовых струй от двигателей, расположенных перед крылом, в подкрыльевое пространство и ряда дополнительных устройств, усиливающих эффект поддува, обеспечивает снижение необходимой суммарной тяги силовой установки и повышение мореходных качеств на взлетных режимах. В результате чего:

- уменьшаются гидродинамические удары в корпус и крыло;

- снижается дистанция разбега при взлете;

- снижается шум и температура струи двигателей;

- обеспечивается управляемость в горизонтальной плоскости (по курсу);

- обеспечивается выход и движение по необорудованному берегу.

Изобретение относится к судостроению и касается создания экранопланов. Экраноплан имеет корпус, крыло, оперения и силовую установку. Крыло (К) установлено под углом 2-5° к основной плоскости экраноплана так, чтобы носовая кромка К находилась от ватерлинии на тихой воде на отстоянии, равном 0,01-0,2b_cax (b_cax - средняя аэродинамическая хорда К). По концам размаха К расположены концевые шайбы высотой, равной отстоянию К от основной линии, но с зазором между нижней частью шайбы и основной линией (ОЛ), равным 0,1-0,2 м. К крылу в кормовой части прикреплены поворотные закрылки с хордой b_з=(0,07-0,15)b_cax, которые отклоняются на угол от -(5-10°) до +(40-60°). Нижняя кромка закрылка в переложенном вниз положении не должна заходить за ОЛ корпуса в районе расположения закрылков. Двигатели носовой стартовой силовой установки прикреплены к горизонтальному пилону, связанному с конструкцией корпуса. Осевая линия воздухозаборника двигателя должна быть на расстоянии от ватерлинии на тихой воде и определяться формулой (размеры в метрах), где h_дв - разрежение на входе в двигатель, в метрах водяного столба; d_в - диаметр воздухозаборника. Установочный угол двигателя определен по формуле где: h₁ - отстояние осевой линии по задней кромке двигателя до ОЛ; h₁=Т_н+1/2h_в3%+0,5d; h_k - отстояние носовой кромки К от ОЛ; d - диаметр сопла двигателя; h_в3% - высота расчетной волны на взлете; Т_н - осадка корпуса носом; l - отстояние носовой кромки К от среза сопла. Расстояние от среза сопла двигателя до носовой кромки К по горизонтали определено из уравнения: где d - диаметр сопла двигателя; - температура газов на срезе сопла, в градусах Кельвина; - требуемая температура конструкции К, в градусах Кельвина. К нижней поверхности К жестко крепятся 1-3 промежуточные шайбы длиной 3/4САХ и осадкой на 0,1 м меньше, чем осадка корпуса в этом районе. Технический результат реализации изобретения состоит в повышении эксплуатационных характеристик экраноплана. 8 з.п. ф-лы, 9 ил.

1. Экраноплан, содержащий корпус, крыло, вертикальное и горизонтальное оперения, силовую установку, отличающийся тем, что крыло установлено под углом 2÷ 5° к основной плоскости экраноплана так, чтобы носовая кромка крыла находилась от ватерлинии на тихой воде на отстоянии, равном 0,01÷ 0,2 b_cax (b_cax - средняя аэродинамическая хорда крыла), причем большая величина соответствует большей мореходности, по концам размаха крыла расположены концевые шайбы высотой, равной отстоянию крыла от основной линии, но с зазором между нижней частью шайбы и основной линией (ОЛ), равным 0,1÷ 0,2 м, к крылу в кормовой части прикреплены поворотные закрылки с хордой b_з=(0,07÷ 0,15)b_cax, которые отклоняются на угол от -(5÷ 10° ) до +(40÷ 60° ), при этом нижняя кромка закрылка в переложенном вниз положении не должна заходить за ОЛ корпуса в районе расположения закрылков, двигатели носовой стартовой силовой установки прикреплены к горизонтальному пилону, связанному с конструкцией корпуса, при этом осевая линия воздухозаборника двигателя должна быть на расстоянии от ватерлинии на тихой воде, определяемом формулой

где h_дв - разрежение на входе в двигатель, м вод. ст.;

d_в - диаметр воздухозаборника;

установочный угол двигателя определяется по формуле

где h₁ - отстояние осевой линии по задней кромке двигателя до ОЛ, при этом h₁=Т_н+1/2h_в3%+0,5d;

h_k - отстояние носовой кромки крыла от ОЛ,

d - диаметр сопла двигателя;

h_в3% - высота расчетной волны на взлете;

Т_н - осадка корпуса носом;

l - отстояние носовой кромки крыла от среза сопла;

расстояние от среза сопла двигателя до носовой кромки крыла по горизонтали определяется из уравнения

где d - диаметр сопла двигателя;

- температура газов на срезе сопла, К;

- требуемая температура конструкции крыла, К;

при этом к нижней поверхности крыла жестко крепятся 1÷ 3 промежуточные шайбы длиной 3/4САХ и осадкой на 0,1 м меньше, чем осадка корпуса в этом районе.

(см. обозначения выше).

α _пов≥_{arctg[(h1-hk)/l+d/l]}

(см. обозначения выше).

r_k=r_c+(50-100) мм,

где r_k - внутренний радиус козырька;

r_c - радиус сопла двигателя,

носовая часть козырька выполнена обтекаемой по радиусу r_н=(0,07÷ 0,15)· r_c и перекрывает сопло по длине на 100÷ 400 мм, козырек охватывает 150÷ 240° окружности сопла сверху и крепится по бокам к силовой части двигателя или к пилону двумя шарнирными узлами, сверху располагается силовой привод, обеспечивающий поворот козырька в вертикальной плоскости, минимальный угол поворота

(см. обозначения выше).

(см. обозначения выше).

h=2500/V_в/2 - высота реданов, мм;

S=(15÷ 30)h - шаг реданов;

b=(10÷ 15)h - ширина реданов,

где V_в/2 - скорость газового потока на середине САХ крыла.