RU2097229C1 - Wing-in-ground effect craft and method of longitudinal control - Google Patents
Wing-in-ground effect craft and method of longitudinal control Download PDFInfo
- Publication number
- RU2097229C1 RU2097229C1 RU93035047A RU93035047A RU2097229C1 RU 2097229 C1 RU2097229 C1 RU 2097229C1 RU 93035047 A RU93035047 A RU 93035047A RU 93035047 A RU93035047 A RU 93035047A RU 2097229 C1 RU2097229 C1 RU 2097229C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- tunnel
- ekranoplan
- center
- profile
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
Description
Изобретене относится к области летательных аппаратов на динамической воздушной подушке, обладающих повышенной устойчивостью по продольному каналу независимо от расстояния до экрана. The invention relates to the field of aircraft on a dynamic air cushion, with increased stability along the longitudinal channel, regardless of the distance to the screen.
Известно транспортное средство на динамической воздушной подушке, содержащее фюзеляж с хвостовым горизонтальным оперением, установленным над несущим крылом S-образного профиля, снабженным управляемыми закрылками, боковыми скегами [1]
Способ управления этого транспортного средства по продольному каналу заключается в регулировании степени дросселирования выходной площади туннеля под нижней поверхностью крыла щитком, расположенным на кормовой части крыла.Known vehicle on a dynamic air cushion containing a fuselage with a tail tail mounted above the supporting wing of an S-shaped profile, equipped with controlled flaps, side skegs [1]
The way to control this vehicle along the longitudinal channel is to regulate the degree of throttling of the tunnel exit area under the lower surface of the wing with a shield located on the aft part of the wing.
Известен экраноплан "Орленок", содержащий фюзеляж, центроплан, консоли крыла, хвостовое оперение, боковые шайбы, расположенные под центропланом, закрылки, установленные по кормовой оконечности центроплана и по консолям крыла [2]
Способ управления экранопланом "Орленок" в продольном канале управления заключается в дросселировании потока воздуха, протекающего под крылом в тоннеле, ограниченном нижней поверхностью центроплана крыла, экранной поверхностью и экранными шайбами. Дросселирование осуществляют закрылком, размещенным на выходе туннеля на кормовой оконечности крыла.Known ekranoplan "Eaglet" containing the fuselage, center wing, wing console, tail, side washers located under the center wing, flaps installed at the aft end of the center wing and wing consoles [2]
The way to control the ekranoplan "Eaglet" in the longitudinal control channel is to throttle the air flow flowing under the wing in the tunnel bounded by the lower surface of the wing center section, the screen surface and the screen washers. Throttling is carried out by a flap located at the exit of the tunnel at the aft end of the wing.
Экраноплан "Орленок" и способ продольного управления, реализуемый на этом экраноплане, как наиболее близкие средства того же назначения по совокупности признаков к предлагаемым, приняты за прототип. The ekranoplan "Eaglet" and the longitudinal control method implemented on this ekranoplane, as the closest means of the same purpose in terms of the totality of features to those proposed, are taken as a prototype.
Недостатками известного транспортного средства на динамической воздушной подушке экраноплана "Орленок" и способа продольного управления им являются их низкая продольная устойчивость и недостаточная безопасность полета. The disadvantages of the known vehicle on a dynamic air cushion ekranoplan "Eaglet" and the method of longitudinal control of it are their low longitudinal stability and insufficient flight safety.
Это объясняется следующим:
1. Отсутствие самовосстановления экранопланом исходного баланса моментов относительно центра тяжести (ЦТ) после действия случайных возмущающих факторов, то есть прогрессирующая неустойчивость экраноплана в продольном канале управления.This is explained by the following:
1. The lack of self-healing by the ekranoplan of the initial balance of moments relative to the center of gravity (CT) after the action of random disturbing factors, that is, the progressive instability of the ekranoplan in the longitudinal control channel.
Иначе говоря, устойчивый околоэкранный полет экранопланов может быть реализован лишь путем ручного парирования внешних возмущающих факторов (или следствия их действия) экипажем за счет коррекции балансировки аппарата отклонением рулей высоты вручную. In other words, a stable near-screen flight of ekranoplanes can be realized only by manually parrying external disturbing factors (or the consequence of their action) by the crew by correcting the balance of the device by manually deflecting the elevators.
2. Невозможность простого и надежного способа вывода экраноплана из экранного полета в свободный полет и обратного перехода от свободного полета к околоэкранному полету, которая объясняется тем, что для ухода с экрана рулем высоты создают кабрирующий момент для того, чтобы экраноплан перешел в набор высоты. По мере удаления от экрана пикирующий момент от силы Pэ энергично убывает, при этом неконтролируемый рост избытка кабрирующего момента от силы Pp может стать причиной потери скорости, управляемости экраноплана и послужить причиной возникновения аварийной ситуации.2. The impossibility of a simple and reliable way to bring the ekranoplan from on-screen flight to free flight and the reverse transition from free flight to near-screen flight, which is explained by the fact that to leave the elevator screen create a cabrioque moment so that the ekranoplan goes into climb. As you move away from the screen, the diving moment from the force P e decreases vigorously, while an uncontrolled increase in the excess of the converting moment from the force P p can cause a loss of speed, controllability of the ekranoplan and cause an emergency.
Предлагаемая группа изобретений направлена на решение задачи по повышению безопасности полета и маневров, а также по повышению устойчивости экраноплана независимо от расстояния до экрана путем обеспечения самобалансировки экраноплана по продольному каналу. Иначе говоря, решается задача по обеспечению подавления изменений траектории установившегося экранного полета при возникновении и/или после прекращения действия внешних возмущений самим экранопланом без вмешательства экипажа, а также обеспечения безопасности и простоты вывода экраноплана из экранного полета в свободный полет и ввода в экранный полет из свободного полета. The proposed group of inventions is aimed at solving the problem of improving flight safety and maneuvers, as well as improving the stability of the ekranoplan regardless of the distance to the screen by ensuring self-balancing of the ekranoplan along the longitudinal channel. In other words, the problem is being solved to ensure the suppression of changes in the trajectory of a steady screen flight in the event of and / or after the termination of external disturbances by the ekranoplan itself without crew intervention, as well as to ensure the safety and simplicity of the ekranoplan being taken out of a screen flight into free flight and entered into a screen flight from free flight.
Результат достигается за счет того, что экраноплан, содержащий фюзеляж, крыло, оперение, проточный, открытый с носа, сформированный под крылом или его центропланом симметричный относительно продольной оси экраноплана, туннель с управляемым щитком на кормовой оконечности крыла или его центроплана, снабжен корректором формы профиля днища и размеров проходного сечения проточной части туннеля, выполненным в виде шарнирно соединенных одними концами между собой, а другими подвижно с носовой и кормовой частями днища, соответственно, передней и задней управляемых створок, установленных с возможностью уборки заподлицо с днищем туннеля и дифференцированного выпуска в поток с образованием излома аэродинамического профиля, причем вершина излома размещена под центром тяжести экраноплана. The result is achieved due to the fact that the ekranoplane containing the fuselage, wing, tail, flowing, open from the nose, formed under the wing or its center wing symmetrical relative to the longitudinal axis of the wing, the tunnel with a controlled shield at the aft end of the wing or its center section, is equipped with a profile shape corrector the bottom and the size of the passage section of the flowing part of the tunnel, made in the form of pivotally connected by one ends to each other, and the other movably with the bow and stern parts of the bottom, respectively, of the front and the rear controlled flaps installed with the possibility of cleaning flush with the bottom of the tunnel and differentiated release into the stream with the formation of a kink in the aerodynamic profile, and the top of the kink is located under the center of gravity of the winged craft.
Данный экраноплан позволяет осуществить способ продольного управления экранопланом, включающий дросселирование потока воздуха на выходе из подкрыльевого туннеля и дополнительное дифференцированное дросселирование потока воздуха в воздушном тракте туннеля в зоне центра тяжести экраноплана. This ekranoplan allows you to implement a method of longitudinal control of the ekranoplan, including throttling the air flow at the exit of the underwing tunnel and additional differential throttling of the air flow in the air duct of the tunnel in the center of gravity of the ekranoplan.
Указанные отличия являются существенными, так как дополнительное дросселирование потока воздуха в проточной части туннеля, которое осуществляют в зоне центра тяжести под днищем экраноплана, например, по закону
где ΔSiн элемент площади нижней поверхности профиля центроплана от передней кромки до вершины излома корректора профиля;
ΔSjxb элемент площади нижней поверхности от вершины корректора профиля центроплана до выходной кромки щитка на кормовой оконечности туннеля;
Piнi, Pjxb местные статические давления на соответствующих i-ых и j-ых участках площади профиля центроплана;
liнi, ljxb расстояния от центра тяжести экраноплана до i-го и j-го элементов площади на днище крыльевого профиля, образующего проточный туннель,
позволяет поместить точку приложения равнодействующей от сил статического давления потока воздуха в проточном туннеле на днище экраноплана также в зону центра тяжести экраноплана.These differences are significant, since additional throttling of the air flow in the flowing part of the tunnel, which is carried out in the center of gravity under the bottom of the winged aircraft, for example, according to the law
where ΔS iin is the element of the area of the lower surface of the center section profile from the leading edge to the top of the break of the profile corrector;
ΔS jxb element of the lower surface area from the top of the center section profile corrector to the output edge of the shield at the aft end of the tunnel;
Pini , P jxb local static pressures in the corresponding i-th and j-th sections of the profile area of the center section;
l i ni , l jxb the distance from the center of gravity of the winged wing to the i-th and j-th elements of the area on the bottom of the wing profile forming a flow tunnel,
allows you to place the point of application resultant from the forces of static pressure of the air flow in the flow tunnel on the bottom of the winged wing also in the area of the center of gravity of the winged wing.
В этом случае исключается возможность перебалансировки экраноплана при действии (или после окончания действия) внешних возмущающих факторов. In this case, the possibility of rebalancing of the ekranoplan during the action (or after the end of the action) of external disturbing factors is excluded.
Более того, одновременное дифференцированное дросселирование потока воздуха в зоне центра тяжести и на задней кромке щитка экраноплана позволяет реализовать процесс динамического саморегулируемого подавления внешних возмущающих факторов и/или следствия их действия на траекторию установившегося устойчивого полета у экрана. Moreover, the simultaneous differential throttling of the air flow in the zone of the center of gravity and on the trailing edge of the ekranoplan flap allows the process of dynamic self-regulating suppression of external disturbing factors and / or the consequences of their action on the trajectory of a steady steady flight near the screen.
Кроме того, динамически устойчивый саморегулирующийся в продольном канале экраноплан можно с высокой степенью надежности выводить из экранного полета в свободный полет и из свободного полета переводить в экранный полет, а также обеспечить безопасность маневров экраноплана. In addition, a dynamically stable ekranoplane self-regulating in the longitudinal channel can be displayed with a high degree of reliability from screen flight to free flight and transferred from free flight to screen flight, as well as to ensure the safety of maneuvers of the ekranoplan.
На фиг.1 изображен экраноплан, вид сбоку с убранными заподлицо с профилем крыла (центроплана) корректором профиля и щитком в свободном полете; на фиг. 2 то же, с выпущенными корректором профиля и щитком в экранном полете; на фиг.3 то же, с выпущенным корректором профиля и убранным щитком для ухода с экрана в свободный полет; на фиг.4 то же, с выпущенными корректором профиля и щитком при входе экраноплана в экранный полет со снижения с отрицательным углом траектории θ; на фиг.5 то же, с выпущенными корректором профиля и щитком при входе в экранный полет с положительным углом тангажа +α; на фиг.6 -экраноплан, вид спереди. Figure 1 shows an ekranoplane, a side view with the flush removed flush with the wing profile (center section) of the profile corrector and the shield in free flight; in FIG. 2 the same, with issued profile corrector and shield in screen flight; figure 3 the same, with the released profile corrector and the removed shield for leaving the screen in free flight; figure 4 is the same, with the issued profile corrector and the shield at the entry of the winged craft in a screen flight with a decrease with a negative path angle θ; figure 5 is the same with the issued profile corrector and the shield at the entrance to the screen flight with a positive pitch angle + α; figure 6 is a screen, front view.
Экраноплан содержит фюзеляж 1, силовую установку 2, хвостовое оперение с килем 3, рулем направления 4, стабилизатором 5 и рулем высоты 6, крыло с центропланом 7 и консолями 8. Под крылом или его центропланом установлены экранные шайбы 9, которые совместно с крылом или его центропланом образуют проточный симметричный относительно продольной оси экраноплана туннель 10, на кормовой оконечности которого установлен управляемый щиток 11 для регулирования площади f5 выходного сечения туннеля 10. В зоне центра тяжести экраноплана под днищем центроплана установлен корректор формы профиля 12 с передней створкой 13 и задней створкой 14. Створка 14 закреплена на днище крыла или центроплана 7 на шарнире 15. Передняя створка 13 навешена на днище центроплана 7 на роликах 16 с возможностью перемещения роликов по рельсам 17.The ekranoplan contains a fuselage 1, a
Передняя створка 13 и задняя створка 14 соединены между собой шарниром 18. Шарнир 18 размещен под центром тяжести экраноплана. The
Створки 13, 14 и щиток 12 могут прилегать заподлицо с нижней аэродинамической поверхностью крыльевого профиля крыла или центроплана 7 либо выступать за пределы обводов центроплана внутрь проточной части туннеля 10, частично перекрывая его поперечное сечение, причем незначительно смещение шарнира 18 назад от ЦТ на работе корректора 12 не отражается. The
В выпущенном положении створки 13, 14 под центром тяжести экраноплана образуют излом (фиг.2-5) аэродинамического крыльевого профиля, который может выступать в проточную часть туннеля 10 и обеспечивать возможность регулирования проходного сечения туннеля f2 под центром тяжести экраноплана.In the released position, the
Корректор профиля 12 и щиток 11 при работе могут занимать различные положения от крайних убранных I до крайних выпущенных II, включая множество сочетаний промежуточных положений, которые нужны для каждого конкретного случая. The
Экраноплан функционирует следующим образом. Перед началом разбега выпускают в крайнее отклоненное положение щиток 11, включают силовую установку 2 на взлетный режим и разгоняют экраноплан до скорости отрыва от экранной поверхности. По мере роста скорости при разбеге плавно выдвигают в проточную часть воздушного тракта туннеля 10 корректор формы профиля 12, регулируя при этом проходное сечение тракта f2 так, чтобы экраноплан находился в плоскости горизонта.WIG operates as follows. Before the start of the take-off, the
После отрыва экраноплана от экранной поверхности в проточной части подкрыльевого туннеля 10 устанавливается режим течения воздух, удовлетворяющий равенству /1/. After separation of the winged wing from the screen surface in the flowing part of the
Признаком устойчивого установившегося экранного полета в горизонтальной плоскости служит отсутствие колебаний экраноплана относительно центра тяжести с носа на корму и с кормы на нос. A sign of a stable steady screen flight in the horizontal plane is the absence of ekranoplan vibrations relative to the center of gravity from bow to stern and from stern to bow.
Поток воздуха в туннеле 10 дросселируется не менее двух раз. Первое дросселирование происходит в сечении f2 в точке излома корректора профиля 12. Второе дросселирование потока осуществляется на задней кромке щитка 11 в сечении f5. Подбором площадей сечений f2 и f5 для каждого скоростного режима с учетом загрузки экраноплана обеспечивается равенство моментов M1Э и M2Э на днище экраноплана со стороны проточного туннеля 10 на участках от сечений f1 до f2 и от f2 до f5 соответственно.The air flow in the
Точка приложения равнодействующей от сил давления на днище центроплана при этом проходит через центр тяжести экраноплана. Экраноплан оказывается динамически сбалансированным по кабрирующему M1Э и пикирующему M2Э моментам M1Э M2Э, созданным для обеспечения продольной балансировки без отклонения рулей высоты. При этом экраноплан способен мгновенно реагировать на внешние возмущающие факторы, подавляя их действие без вмешательства экипажа.The point of application resulting from pressure forces on the center wing bottom at the same time passes through the center of gravity of the winged aircraft. The ekranoplan turns out to be dynamically balanced in terms of the dipping M 1E and diving M 2E moments M 1E M 2E , created to ensure longitudinal balancing without deviation of elevators. At the same time, the ekranoplan is able to instantly respond to external disturbing factors, suppressing their effect without crew intervention.
Пусть, например, под действием возмущения у аппарата была приподнята носовая часть (фиг.5), то есть было увеличено сечение f2.Let, for example, under the action of a disturbance, the nose part of the apparatus be raised (Fig. 5), that is, the cross section f 2 will be increased.
В этом случае произошло понижение статического давления на участке туннеля от f1 до f2 и повышение статического давления на участке от f2 до f5. Соответственно уменьшился момент M1Э и возрос момент M2Э. Вследствие этого экраноплан начинает поворачиваться относительно ЦТ, приближая носовую часть к экрану и уменьшая величину площади f2, до восстановления исходного соотношения между площадями f2 и f5.In this case, there was a decrease in static pressure in the section of the tunnel from f 1 to f 2 and an increase in static pressure in the section from f 2 to f 5 . Accordingly, the moment M 1E decreased and the moment M 2E increased. As a result of this, the ekranoplane begins to rotate relative to the CT, bringing the bow to the screen and decreasing the area f 2 , until the initial relationship between the areas f 2 and f 5 is restored.
Аналогичным образом происходит восстановление устойчивого полета после случайного воздействия обусловившего опускание носовой части аппарата (фиг. 4). Similarly, the restoration of a stable flight after an accidental impact caused the lowering of the bow of the apparatus (Fig. 4).
В этом случае происходит раскрытие площади f5 туннеля 10 так, что большая часть перепада скоростного напора срабатывается на участке от сечения f1 до сечения f2 и появляется нескомпенсированное приращение кабрирующего момента DM1Э, которое вызывает вращение аппарата на кабрирование с одновременным прикрытием площади f5, появлением и возрастанием приращения пикирующего момента DМ2Э до выравнивания моментов М1Э М2Э.In this case, the opening of the area f 5 of the tunnel 10 occurs so that most of the differential pressure head is triggered in the section from section f 1 to section f 2 and an uncompensated increment of the cabling moment DM 1E appears, which causes the apparatus to rotate for cabling while simultaneously covering the area f 5 , the appearance and increase in the increment of the diving moment DM 2E to equalize the moments M 1E M 2E .
Из сказанного следует, что в установившемся экранном полете корректор формы профиля 12 и щиток 11 надежно обеспечивают поддержание динамического равновесия экраноплана по продольному каналу управления без участия экипажа. From what has been said, it follows that in a steady screen flight, the
Наличие корректора формы профиля 12 и щитка 11 позволяет также просто, плавно без возникновения опасных режимов выводить аппарат из экранного полета в свободный полет. The presence of the corrector of the shape of the
Для этого в установившемся экранном полете при основной экранопланной конфигурации аппарата (фиг.2) перемещают щиток 11 в сторону убранного положения (фиг.3), увеличивая площадь f5 и оставляя при этом без изменения площадь f2.To do this, in a steady screen flight with the main ekranoplan configuration of the apparatus (figure 2) move the
В результате этого большая часть перепада давления в туннеле 10 срабатывается на участке от f1 до f2, создавая избыток нескомпенсированного кабрирующего момента D М1Э, под действием которого экраноплан начинает вращение относительно ЦТ на поднятие носовой части, а так как экраноплан обладает поступательной скоростью, то он переходит в набор высоты. Причем, по мере удаления от экрана вращение аппарата энергично затухает вследствие затухания действия экранного эффекта, и аппарат переходит в пологий набор высоты. После ухода на безопасную высоту корректор формы профиля 12 убирают и аппарат приобретает аэродинамические обводы, характерные для самолета, предназначенного для полетов в свободном пространстве.As a result of this, most of the pressure drop in the
Ввод аппарата в экранный полет из свободного пространства может осуществляться по двум достаточно эффективным и безопасным вариантам. В каждом из них перед вводом аппарата в экран выпускают корректор формы профиля 12 и закрылок 11 в положения, соответствующие той скорости (с учетом загрузки), которая будет у экраноплана после ввода в экранный полет. Entering the device in screen flight from free space can be carried out in two fairly effective and safe options. In each of them, before entering the device, a
Первый вариант ввода экраноплана в экранный полет с планирования с отрицательным углом траектории q. В том случае (фиг.4) площадь туннеля 10 в сечении f5 больше площади f2.The first variant of entering an ekranoplan in an on-screen flight with planning with a negative trajectory angle q. In that case (Fig. 4), the area of the
Поэтому по мере приближения экраноплана к экранной поверхности возникает и все время увеличивается кабрирующий несбалансированный относительно ЦТ момент M1Э на участке туннеля 10 от f1 до f2. Момент M1Э начинает поворачивать экраноплан на поднятие носовой части и опускание хвостовой. При этом площадь f5 туннеля 10 уменьшается, происходит перераспределение перепадов давления по тракту проточной части туннеля 10. Кабрирующий момент M1Э начинает уменьшаться. Одновременно появляется и начинает возрастать пикирующий момент M2Э. После их уравнивания M1Э M2Э вращение экраноплана на опускание кормовой части прекращается. Наступает режим динамического равновесия установившегося экранного полета.Therefore, as the ekranoplan approaches the screen surface, the moment M 1E , which is unbalanced relative to the CT, increases in the section of the
Второй вариант ввода экраноплана в экранный полет из свободного полета осуществляется при снижении аппарата с положительным углом тангажа +α (фиг. 5). The second version of the introduction of the ekranoplan in the screen flight from free flight is carried out by reducing the apparatus with a positive pitch angle + α (Fig. 5).
В этом случае площадь f5 проточного туннеля 10 при входе в зону экранного эффекта меньше площади f2. Дросселирование потока воздуха в туннеле 10 происходит в сечении f5. Равнодействующая от сил давления на нижнюю поверхность центроплана в этом случае приложена позади ЦТ, вследствие чего возникает избыток несбалансированного пикирующего момента DM2Э (фиг.5), который начинает вращать экраноплан относительно ЦТ в сторону опускания носовой части. Площадь f2 дросселируется. Избыток момента DM2Э при этом уменьшается.In this case, the area f 5 of the flow tunnel 10 at the entrance to the area of the screen effect is less than the area f 2 . The throttling of the air flow in the
При убывании D 2Э до 0 моменты M1Э и M2Э относительно ЦТ уравниваются. Наступает режим установившегося динамически равновесного экранного полета.When D 2E decreases to 0, the moments M 1E and M 2E with respect to the DH equalize. The steady-state mode of dynamic equilibrium screen flight comes.
Выполнение разворотов на предложенном экраноплане осуществляют следующим образом: увеличивают тягу двигателей силовой установки 2, перемещают щиток 11 в сторону убранного положения. Корректор формы профиля 12 при этом оставляют выпущенным. Экраноплан переходит, как было описано ранее, в набор высоты с одновременным увеличением скорости. U-turns on the proposed ekranoplan are as follows: increase the thrust of the engines of the
После того, как набрана высота, безопасная для создания кренов, аппарат разворачивают по-самолетному в наборе высоты или, переведя его предварительно в горизонтальный полет, работая элеронами, рулями направления и высоты. After gaining a safe height for creating rolls, the device is deployed in an airplane in a climb or, translating it previously into horizontal flight, working with ailerons, rudders and elevators.
После выполнения разворота вновь выпускают щиток 11, сбрасывают избыток тяги двигателей, переводят аппарат на снижение с последующим вводом в экранный полет, как было описано ранее, по первому или второму варианту. After completing the U-turn, the
Способ продольного управления экранопланом путем дифференциального дросселирования потока воздуха в проточном подкрыльевом туннеле реализуют нижеследующим образом. The method of longitudinal control of the ekranoplan by differential throttling of the air flow in the flowing underwing tunnel is implemented as follows.
Перед началом разбега экраноплана под его днищем выпускают в крайнее отклоненное положение щиток 11 на кормовой оконечности крыла (центроплана) 7. После этого включают силовую установку 2 на взлетный режим и разгоняют экраноплан до скорости отрыва от экранной поверхности. В процессе разгона по мере возрастания скорости под днищем крылового профиля плавно дифференциально высоте задней кромки щитка 11 над экраном в проточный подкрыльевой воздушный туннель 10 выпускают корректор профиля 12. Before the start of the take-off run, under its bottom, the
При этом воздушному туннелю 10 придают форму плоского канала Вентури с присоединенным к его выходу плоским конфузором. In this case, the
Воздушный поток в туннеле 10 тем самым подвергают дополнительному дросселированию в зоне излома нижней поверхности крылового профиля под центром тяжести экраноплана. The air flow in the
Дифференциальный выпуск корректора 12 выполняют так, чтобы экраноплан при разгоне (от отрыва от экранной поверхности) и в полете после отрыва находился в горизонтальном положении. The differential release of the
Отсутствие колебаний экраноплана на нос или на корму после отрыва от экранной поверхности означает, что дросселирование воздуха в подкрыльевом воздушном туннеле 10 в районе излома профиля крыла в сечении f2 и дросселирование на срезе щитка 11 в сечении f5 происходят так, что равнодействующая от сил давления на нижнюю крыловую поверхность крыла (центроплана) 7 приложена в зоне излома корректора формы профиля 12, то есть под центром тяжести экраноплана и экраноплан находится в режиме динамически стабилизированного устойчивого по продольному каналу управления полета над экраном.The absence of ekranoplan fluctuations on the bow or stern after separation from the screen surface means that the throttling of air in the
Claims (2)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93035047A RU2097229C1 (en) | 1993-07-05 | 1993-07-05 | Wing-in-ground effect craft and method of longitudinal control |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU93035047A RU2097229C1 (en) | 1993-07-05 | 1993-07-05 | Wing-in-ground effect craft and method of longitudinal control |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU93035047A RU93035047A (en) | 1997-01-27 |
RU2097229C1 true RU2097229C1 (en) | 1997-11-27 |
Family
ID=20144592
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU93035047A RU2097229C1 (en) | 1993-07-05 | 1993-07-05 | Wing-in-ground effect craft and method of longitudinal control |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2097229C1 (en) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2546048C1 (en) * | 2013-11-20 | 2015-04-10 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Method for stabilisation of flight of ram wing surface effect vehicle and ram wing surface effect vehicle implementing this method |
-
1993
- 1993-07-05 RU RU93035047A patent/RU2097229C1/en active
Non-Patent Citations (1)
Title |
---|
1. Крылья Родины, N 11, 1991, с. 29. 2. Крылья Родины, N 10, 1993, с. 9. * |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2546048C1 (en) * | 2013-11-20 | 2015-04-10 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Method for stabilisation of flight of ram wing surface effect vehicle and ram wing surface effect vehicle implementing this method |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
EP2004483B1 (en) | Aircraft having the characteristic of hovering flight, fast forward flight, gliding flight, short take off, short landing, vertical take off and vertical landing | |
DE69114830T2 (en) | VERTICAL STARTER. | |
EP0667283B1 (en) | Hybrid aircraft | |
US4408737A (en) | Method and apparatus enabling a horizontal landing of a flying body | |
Anderson | Historical overview of V/STOL aircraft technology | |
RU2010138387A (en) | METHOD FOR COMPREHENSIVE INCREASING OF AERODYNAMIC AND TRANSPORT CHARACTERISTICS, SCREEN PLAN FOR IMPLEMENTATION OF THE SPECIFIED METHOD (OPTIONS) AND METHOD OF PERFORMANCE | |
CN1571745B (en) | Aircraft configuration with improved aerodynamic performance | |
US5984229A (en) | Extremely short takeoff and landing of aircraft using multi-axis thrust vectoring | |
US2910254A (en) | Boundary layer control apparatus relating to aircraft | |
US7967243B2 (en) | Optimized configuration of engines for aircraft | |
US2950879A (en) | Lift modifying protuberance and airfoil combinations | |
US3312426A (en) | Convertible vtol aircraft | |
US3848831A (en) | Fuselage flaps for an aircraft | |
US20040084570A1 (en) | Lift adjusting device for aircraft | |
US2461967A (en) | Aerodynamic retarder | |
US3497163A (en) | Supersonic aircraft | |
RU2097229C1 (en) | Wing-in-ground effect craft and method of longitudinal control | |
US2293644A (en) | Tailless airplane | |
RU2033945C1 (en) | Flying vehicle, boundary layer suction control system, control system of injection to boundary layer, device for fixing position of shedding of flow from trailing edge of fuselage and its air cushion alighting gear | |
RU2297933C1 (en) | Ground-effect craft | |
CN106081127B (en) | Airplane crash escape aircraft | |
Roskam | Airplane design VII: determination of stability, control and performance characteristics: Far and military requirements | |
US3288400A (en) | Flight vehicle | |
US2608365A (en) | Aircraft control surface | |
RU2352496C1 (en) | Aircraft |