WO2021020999A1 - Экраноплан - Google Patents

Экраноплан Download PDF

Info

Publication number
WO2021020999A1
WO2021020999A1 PCT/RU2020/000376 RU2020000376W WO2021020999A1 WO 2021020999 A1 WO2021020999 A1 WO 2021020999A1 RU 2020000376 W RU2020000376 W RU 2020000376W WO 2021020999 A1 WO2021020999 A1 WO 2021020999A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
center section
consoles
ekranoplan
console
wing
Prior art date
Application number
PCT/RU2020/000376
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Виктор Георгиевич СЕРГЕЕВ
Original Assignee
Виктор Георгиевич СЕРГЕЕВ
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Виктор Георгиевич СЕРГЕЕВ filed Critical Виктор Георгиевич СЕРГЕЕВ
Priority to KR1020227007339A priority Critical patent/KR20220056257A/ko
Priority to AU2020320953A priority patent/AU2020320953A1/en
Priority to EP20847217.5A priority patent/EP4005885A4/en
Publication of WO2021020999A1 publication Critical patent/WO2021020999A1/ru

Links

Classifications

    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B63—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; RELATED EQUIPMENT
    • B63B—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; EQUIPMENT FOR SHIPPING 
    • B63B1/00—Hydrodynamic or hydrostatic features of hulls or of hydrofoils
    • B63B1/32—Other means for varying the inherent hydrodynamic characteristics of hulls
    • B63B1/322—Other means for varying the inherent hydrodynamic characteristics of hulls using aerodynamic elements, e.g. aerofoils producing a lifting force
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B60—VEHICLES IN GENERAL
    • B60V—AIR-CUSHION VEHICLES
    • B60V1/00—Air-cushion
    • B60V1/08—Air-cushion wherein the cushion is created during forward movement of the vehicle by ram effect
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B63—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; RELATED EQUIPMENT
    • B63B—SHIPS OR OTHER WATERBORNE VESSELS; EQUIPMENT FOR SHIPPING 
    • B63B1/00—Hydrodynamic or hydrostatic features of hulls or of hydrofoils
    • B63B1/16—Hydrodynamic or hydrostatic features of hulls or of hydrofoils deriving additional lift from hydrodynamic forces
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C15/00—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction
    • B64C15/02—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets
    • B64C15/12—Attitude, flight direction, or altitude control by jet reaction the jets being propulsion jets the power plant being tiltable
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C21/00—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow
    • B64C21/02—Influencing air flow over aircraft surfaces by affecting boundary layer flow by use of slot, ducts, porous areas or the like
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C35/00—Flying-boats; Seaplanes
    • B64C35/006—Flying-boats; Seaplanes with lift generating devices
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/06—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders with two or more independent movements
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/16—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing
    • B64C9/20—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the rear of the wing by multiple flaps
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C9/00—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders
    • B64C9/14—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots
    • B64C9/22—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing
    • B64C9/24—Adjustable control surfaces or members, e.g. rudders forming slots at the front of the wing by single flap
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
    • B64C3/00—Wings
    • B64C3/10—Shape of wings
    • B64C3/14—Aerofoil profile
    • B64C2003/143—Aerofoil profile comprising interior channels
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/10—Drag reduction
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/30—Wing lift efficiency
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T70/00—Maritime or waterways transport
    • Y02T70/10—Measures concerning design or construction of watercraft hulls

Definitions

  • the invention relates to ekranoplans, namely, ekranoplans of the aerodynamic configuration "composite wing”.
  • VADC is the average aerodynamic chord of the center section.
  • an ekranoplan is presented containing a composite wing formed by the center section and consoles attached to it, end washers installed in the end sections of the center section, the power plant and tail unit, the center section is equipped with mechanization, the rear edge of the center section is mechanized with, with at least one axis of rotation, the cantilevers are equipped with a means of tightening the stall.
  • a feature of the ekranoplan according to the invention [3] is the implementation of consoles with an influx at the junction of the consoles with the center section, and the implementation of the means for tightening the stall in the form of a geometric twist along the entire sweep of the influx and the console, with a negative installation angle of the influx adjacent to the center section, and a gradual increase throughout the range of the angle of installation of the bead and consoles, up to positive values of the angles of installation in the end sections of the console. This complicates the design of the consoles and the overflow, which is a disadvantage of the ekranoplan presented in the description of the utility model [3].
  • an ekranoplan containing a composite wing is presented formed by the center section and consoles attached to it, end washers installed in the end sections center section, power plant and tail unit, center section is equipped with mechanization, mechanization of the trailing edge of the center section is made with at least one axis of rotation, consoles are equipped with a means of tightening the stall, made in the form of slats.
  • a feature of the invention [4] is the implementation of an ekranoplan with a composite wing containing a center section, consoles attached to it, to which consoles are also attached, and the leading edge of the center section, inner and outer consoles is located stepwise, and end washers or floats are installed between the center section and the consoles. Slats are installed on all consoles along the entire span and are designed, according to the description of the invention [4], to increase the lift coefficient.
  • each of the four “steps” along the leading edge of the composite wing generates vortex shedding, which increases the inductive drag on each of the cantilevers, which leads to a decrease in the aerodynamic quality of the composite wing as compared to a composite wing with only 2 “steps”, such as , in the invention [1].
  • the complexity of the "cascade" composite wing is a disadvantage of the invention [4].
  • a feature of the wing [5] is the execution of the center section with a large sweep of the leading edge (more than 70 degrees), and placement of the slats from the side of the console tip at 0.6-0.7 of the console span. Such an arrangement of the slats tightens the stall at high angles of attack, providing an increase in the lift coefficient and an increase in the critical angle of attack. This is confirmed in the practice of aircraft construction and is reflected, for example, in the book "Design of light passenger aircraft", by A.N. Arepiev, Moscow. Publishing house MAI, 2006, pp. 302-307, fig. 9.9.10, [6].
  • the technical problem being solved is to increase stability while increasing the aerodynamic quality of the ekranoplan.
  • the technical result consists in increasing safety due to the provision of static, aperiodic and oscillatory stability of the ekranoplan.
  • the technical result also consists in reducing the inductive resistance of the ekranoplan by tightening the stall on the consoles of the composite wing in the area of its abutment to the center section.
  • the ekranoplan is characterized by the fact that the means for tightening the flow stall is made in the form of a section of the console with aerodynamic twist, with the console installation angle decreasing as it approaches the center section.
  • the ekranoplan is characterized by the fact that the means for tightening the stall is made in the form of a slat.
  • the ekranoplan is characterized by the fact that the means for tightening the flow stall is made in the form of a slat installed on the section of the console with an aerodynamic twist, with a decreasing angle of the console profile as it approaches the center section.
  • the ekranoplan is characterized by the fact that the mechanization of the trailing edge of the center section is made in the form of a two-link flap, each of the flap links is designed to deflect both downward and upward, and the kinematic connection of the power drive with the flap contains an elastic element.
  • the ekranoplan is characterized by the fact that the contour of the lower surface of the longitudinal section of the center section flap is made in the form of an arc with a radius equal to 0.5-4.5 chords of the center section, and the center of the arc located above the upper surface of the center section.
  • An ekranoplan is characterized by the fact that the mechanization of the leading edge of the center section is made in the form of flaps installed along the span of the center section.
  • the ekranoplan is characterized by the fact that the propulsion unit of the power plant is installed in front of the center section with the ability changes in the angle of inclination of the jet created by the air propeller, the mechanization of the leading edge of the center section is made in the form of a channel in the bow with flaps to cover the channel inlet and outlet, and in any longitudinal section of the channel edge on the upper surface are located closer to the toe of the center section than the corresponding channel edges on the lower surface, and each sash contains a drive for its movement.
  • the ekranoplan is characterized by the fact that the center section is made with a reverse sweep along the trailing edge and with a negative angle of the transverse "V", the end washers are made in the form of floats, and the consoles are made with an overflow connected to the center section, while the angle of the transverse "V" overlap is greater than the transverse angle "V” consoles.
  • Figure 1 shows a plan view of the WIG craft when the means for tightening the flow stall in the form of a geometric twist on the right console and the slat on the left console is presented.
  • Figure 2 shows the ekranoplan in side view.
  • Fig. 3 shows view A in Fig. 1.
  • Figure 4 shows a means for tightening the stall of the flow, made in the form of a geometric twist of the console, as seen B in figure 1.
  • Figure 5 shows a section b-b in figure 1 when the stall tightening means is in the form of a slat.
  • Figure 6 shows a section ⁇ - ⁇ in figure 1 when performing mechanization of the front and rear edges of the center section in the form of flaps.
  • Figure 7 shows a section D-D in figure 1 when the flap of the center section is two-link.
  • Figure 8 shows a section E-E in figure 1 when performing the contour of the lower surface of the center section flap in the form of an arc.
  • Fig. 9 shows a section Zh-Zh in Fig. 1 when performing mechanization of the leading edge of the center section in the form of a channel with overlapping flaps of the entrance and exit of the channel
  • Figure 10 shows the ekranoplan in the preferred embodiment in plan view.
  • Figure 11 shows the ekranoplan in the preferred embodiment, seen from the front.
  • Figure 12 shows the visualization of the flow at the junction of the console with the center section above the fixed screen in the wind tunnel.
  • Fig. 14 shows a flow visualization on a fixed screen when a blown model is blown in a wind tunnel.
  • the ekranoplan is arranged as follows.
  • the ekranoplan contains a composite wing formed by a center section 1 and consoles 2 attached to it, end washers 3 installed in the end sections of the center section 1, a power plant and a tail unit, which can be V-shaped, with vertical tail 4 (single-fin or double-fin), and horizontal tail 5, mounted on the keel of the vertical tail 4 (Fig. 1, 2, 3).
  • Consoles 2 are equipped with a means of tightening the stall, installed at the junction of the console 2 with the center section 1 at a distance cn not exceeding 0.4 of the span 1k of the console 2 from the junction of the console 2 with the center section 1: 1zsp / 1k ⁇ 0.4.
  • the span 1k and the area of the S K 2 include the span and the area of the bead 6.
  • Consoles 2 can also be equipped mechanization of the trailing edge and ailerons, for example, hovering ailerons (not indicated in the figure).
  • the means for tightening the stall can be made in the form of a section of the console 2 with aerodynamic and / or geometric twist, with the angle of installation of the console 2 cpk, decreasing as it approaches the center section 1 (Fig. 4).
  • the means for tightening the flow stall can also be performed in the form of a slat 7 with a span of 1PP, not exceeding 0.4 of the span of the console 2: 1p / 1k ⁇ 0.4 (Figs. 1, 5).
  • the slat 7 can be equipped with a drive for its movement (not shown in the figure), or made stationary, constantly extended.
  • the means for tightening the stall can also be made in the form of a section of the console 2 with aerodynamic and / or geometric twist, with the angle of installation of the console 2 cpk, decreasing as it approaches the center section 1, and a slat 7 (not shown in the figure).
  • Dissolve 6 can be performed with aerodynamic or geometric twist, and console 2 with slat 7.
  • Center section 1 can be equipped with mechanization of the trailing and leading edges.
  • the mechanization of the trailing edge of the center section 1 can be performed in the form of a flap 8 (Fig. 6) or a flap 9 with at least one axis of rotation 10 located along the span of the center section 1 (Figs. 1, 7).
  • the mechanization of the trailing edge of the center section 1 is made in the form of a slotless (simple) two-link flap 9, the first 11 and second 12 links of the flap 9 are made with the possibility of deflection up and down (Fig. 7).
  • the kinematic connection of the energy drive 13 with the flap 8 or flap 9 contains an elastic element made, for example, in the form of a shock absorber 14.
  • the mechanization of the leading edge of the center section 1 can be performed in the form of flaps 16, installed along the span of the center section 1 and equipped with an energy drive 17 for their deflection (Fig. 6).
  • the leading edge mechanization can be performed in the form of a channel 19 in the bow of the center section 1, inlet 20 and outlet 21 is equipped with flaps 22, 23 to close the channel 19, and in any longitudinal section of the channel edge 19 on the upper surface are located closer to the nose of the center section 1 than on the lower surface of the center section 1, and each of the flaps 22 and 23 is equipped with actuators 24 and 25, respectively, for their movement (Fig. 9).
  • the center section 1 is made with a reverse sweep (% rcp ⁇ 0) along the trailing edge and with a negative transverse angle "V" (y 4 p ⁇ 0), the end washers 3 are made in the form of floats, and the consoles 2 are made with an overflow 6 connected to the center section 1, while the angle of the transverse "V" of the influx 6 YHAPK is not less than the angle of the transverse "V" of the consoles 2 yk: y HA pk ⁇ yk, and the means for tightening the stall is made in the form of a geometric and / or aerodynamic twist of the influx 6 and slat 7 on console 2 with a span of 1ssp / 1k ⁇ 0.4 (Fig.
  • the power plant contains engines 26 with propellers 18 installed in front of the center section 1 on a pivot pylon 27, providing an inclination of the air jet, and the center section 1 is made with a leading edge mechanization in the form of a channel 19 with flaps 22 and 23 equipped with an energy drive 24 and 25 at the inlet 20 and outlet 21 of channel 19.
  • the mechanization of the trailing edge of the center section 1 is made in the form of a two-link slotless (simple) flap 9 and the ventral flap 8, deflected by the power drive 13 containing the elastic element 14.
  • the links 1 1 and 12 of the flap 9 can be deflected up and down, while the flaps 8 are equipped with their own power drive.
  • the ekranoplan operates as follows.
  • the ekranoplan is transferred to the take-off configuration (solid lines in Figs. 6 and 7), namely, the flaps 8 are deflected downward, the first link 1 1 of the flap 9 of the center section 1 is rejected by the power drive 13 downward, the second link 12 is deflected relative to the first link 1 1 upward, the mechanization of the leading edge of the center section is rejected into the takeoff position.
  • the air propeller for example, the propeller 18, is moved to a position that ensures the tilt of the jet downward at an angle ⁇ pvv -
  • the flaps 22 and 23 are rejected for opening inlet 20 and outlet 21 of channel 19 (Fig. 9).
  • the stall prevention device made in the form of a slat 7, is moved to the operating position.
  • the ekranoplane is transferred to a cruising configuration, namely, the flap 8 and flap 9 are rotated by the actuator 13 to the non-tilted (initial) position, the air engine, made, for example, in the form of a propeller 18, rotates with a decrease in the angle srv, mechanization of the leading edge center section 1 in the form of a flap 16 rises (dash-dotted lines in Fig.6, 7, 9). Inlet 20 and outlet 21 of channel 19 are closed by flaps 22 and 23. The winged aircraft is making a cruising screen flight.
  • the console 2 of the ekranoplan at the point of abutment to the center section (including when performing the console 2 with an overflow 6) is equipped with a means of tightening the stall.
  • the means for tightening the stall in the form of a geometrical twist the true angles of attack decrease due to the negative geometrical twist with a relative span not exceeding 0.4 of the span of the console 2: 1zsp / 1k ⁇ 0.4.
  • Implementation of the means for tightening the stall of the flow in the form of a slat 7 on the console 2 ensures that the stall of the flow is delayed due to the blowing of an air stream from the slit of the slat 7 onto the upper surface of the console 2.
  • the range of height above the screen and pitch angles during cruising is determined by the conditions of dynamic, static and aperiodic stability.
  • the elongation of the ekranoplan l> 2.5 provides a sufficient aerodynamic quality when flying to heights exceeding the ground effect.
  • Oscillatory stability is provided due to the implementation of the longitudinal static moment of the horizontal plumage 5 in the range 0.25 ⁇ Ago ⁇ 0.55 due to an increase in the damping moment dmz / dcoz in unsteady curvilinear (including oscillatory) motion, proportional to the value (8GO / 8CP) X (PGO / VACP) 2 As a result, increased safety due to the provision of static aperiodic and oscillatory stability of the ekranoplan.
  • the set of features presented in the description provides an increase in safety by ensuring the static, aperiodic and vibrational stability of the ekranoplan with a decrease in inductive resistance by tightening the flow stall on the consoles of the composite wing in the area of its abutment to the center section and, consequently, increasing the aerodynamic quality; expansion of the pitch angle area and heights.
  • the degree of disclosure of the ekranoplan device is sufficient to implement the invention in the design and creation of the ekranoplan in specialized organizations with the achievement of the claimed technical result.
  • the invention complies with the "industrial applicability" condition of patentability.
  • Aro Lro S go / V ADC S cp - longitudinal static moment of the tail;
  • SK is the area of the console 2 in plan view
  • Sro is the projection area of the tail and the horizontal tail 5 in plan view
  • VACP Vcp
  • Chord the average aerodynamic chord of the center section 1
  • 1zsp the scope of the means for tightening the stall of the flow, installed at the junction of the console 2 with the center section 1;
  • R is the radius of the arc of the lower contour of the longitudinal section of the flap 8; fk - angle of installation of the console 2 or overflow 6; fvv is the angle of inclination of the jet created by the air propeller; Hzktsp - sweep along the trailing edge of the center section 1;

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Ocean & Marine Engineering (AREA)
  • Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
  • Toys (AREA)

Abstract

Изобретение относится к экранопланам аэродинамической компоновки «составное крыло». Технический результат: повышение безопасности за счёт обеспечения статической, апериодической и колебательной устойчивости экраноплана, и уменьшение индуктивного сопротивления путём затягивания срыва потока на консолях составного крыла в области их примыкания к центроплану. Экраноплан имеет составное крыло с центропланом (1) и консолями (2), концевые шайбы (3) в концевых сечениях центроплана (1), силовую установку, вертикальное (4) и горизонтальное (5) оперение. Удлинение составного крыла λ=l2/(Sцп+2Sк)≥2,5, центроплана (1) 0,5≤λцп=1цп2/Sцп≤0,9, относительная площадь консолей (2) 0,25≤2Sк/Sцп≤0,4, продольный статический момент экраноплана 0,3≤А=(LгоSго+2LкSк)/ВAцпSцп<0,6, горизонтального оперения (5) 0,25≤Аго=LгоSго/ВацпSцп≤0,55, где 1=1цп+21к, 1цп, 1к, 8цп, Sк, Sго - размах и площадь составного крыла, центроплана (1), консоли (2), горизонтального оперения (5); Lгo, Lк - расстояния от центра масс экраноплана до 0,25 средней аэродинамической хорды (САХ) горизонтального оперения (5) и консолей (2); ВАцп - САХ центроплана (1). Консоли (2) оснащены средством затягивания срыва потока, установленном на расстоянии lзсп/lк≤0,4 от места соединения с центропланом, выполненным в виде участка аэродинамической (геометрической) крутки консоли (2) с углом установки φк, уменьшающимся по мере приближения к центроплану (1), и/или предкрылка (7).

Description

ЭКРАНОПЛАН
Область техники
Изобретение относится к экранопланам, а именно, к экранопланам аэродинамической компоновки «составное крыло».
Предшествующий уровень техники
Из уровня техники известны экранопланы аэродинамической компоновки «составное крыло».
Так, в описании изобретения РФ N22286268 (авторы Сергеев
В.Г.,
Жуков В.Г., Новиков А.В.), МПК B60V 1/08, дата публикации 20.04.2005г., [1], представлен экраноплан, содержащий составное крыло, образованное центропланом и пристыкованными к нему консолями, концевые шайбы, установленные в концевых сечениях центроплана, силовую установку и хвостовое оперение, центроплан оснащён механизацией, механизация задней кромки центроплана выполнена с, по меньшей мере, одной осью вращения, удлинение составного крыла составляет =12/(8цп+28к)>2,5, удлинение центроплана 0 , 5 Яцп=1цп 2/8цп<0,9.
Особенностью изобретения [1] является выполнение экраноплана с относительной площадью консолей 0,3<28к/8цп<0,6, со статическим моментом горизонтального оперения и консолей 0,25<А=(ЬГО8ГО+2ЬК8К)/ВАЦП8ЦП<0,45 И статическим моментом консолей 0,06<АК=2ЬК8К/ВАЦП8ЦП<0, 1 1 , где:
1=1цп+21к, 1цп, 1к - размах соответственно составного крыла экраноплана, центроплана и консоли;
Smi, SK, Sro - площадь при виде в плане соответственно центроплана, консоли и горизонтального оперения; Lro> LK - плечи горизонтального оперения и консолей, равные проекции на продольную ось экраноплана расстояния от центра масс экраноплана до 0,25 средней аэродинамической хорды соответственно горизонтального оперения и консолей;
ВАЦП - средняя аэродинамическая хорда центроплана.
Исследования показали, что в данном диапазоне величин статического момента консолей Ак и экраноплана А=Ак+Аго обеспечивается необходимое условие статической и апериодической устойчивости по критерию Р.Д. Иродова в быстром движении, касающееся взаимного положения аэродинамического фокуса по углу тангажа XfiHdMz/dCy (h=const) и по относительной высоте Xfh=dMz/dCy (0=const): Xfh<Xf&, т.е. аэродинамический фокус по высоте расположен ближе к носку крыла, чем аэродинамический фокус по углу тангажа. Однако, при указанном в изобретении диапазоне величин продольного статического момента консолей Ак и горизонтального оперения Аго=А-Ак, являющегося определяющем для колебательной устойчивости, может не обеспечиваться колебательная устойчивость экраноплана, что является недостатком изобретения [1].
Кроме того, в докладе «Некоторые особенности аэрогидромеханики экранопланов типа «В», авторы Варакосов Ю.Г., Макиенко А.М., Сергеев В.Г., прочитанного 04.04.2017г. на Семинаре по аэромеханике ЦАГИ - ИТПМ СО РАН - СПбПУ-НИИМ М, [2], показано, что в месте соединения консолей с центропланом возникает срыв потока вследствие увеличения истинного угла атаки при истечении воздуха из зоны повышенного давления под центропланом, причём угол тангажа, при котором происходит срыв потока, будет уменьшаться по мере приближения к экрану и при поддуве под крыло струями воздушного движителя вследствие повышения статической составляющей полного давления под центропланом. В изобретении [1] средств затягивания срыва потока в месте соединения консолей с центропланом не предусмотрено. Это также является недостатком изобретения [1].
В описании полезной модели РФ N° 136773 (авторы Анцев Г. В., Блохин В.Н., Нечаев А.В., Платонов С.В., Прохоров В.М.), МПК B60V 1/08, дата публикации 20.01.2014 г., [3], представлен экраноплан, содержащий составное крыло, образованное центропланом и пристыкованными к нему консолями, концевые шайбы, установленные в концевых сечениях центроплана, силовую установку и хвостовое оперение, центроплан оснащён механизацией, механизация задней кромки центроплана выполнена с, по меньшей мере, одной осью вращения, консоли оснащены средством затягивания срыва потока.
Особенностью экраноплана по изобретению [3] является выполнение консолей с наплывом в месте соединения консолей с центропланом, и выполнение средства затягивания срыва потока в виде геометрической крутки по всему размаху наплыва и консоли, с отрицательным углом установки примыкающего к центроплану наплыва, и постепенным увеличением по всему размаху угла установки наплыва и консолей, до положительных величин углов установки в концевых сечениях консоли. Это усложняет конструкцию консолей и наплыва, что является недостатком экраноплана, представленного в описании полезной модели [3].
В описании изобретения РФ N«2532658 (авторы Аладьин В.В., Аладьина М.В.), МПК В64С 35/00, B60V 1/08, дата публикации 27.02.2014г., [4], представлен экраноплан, содержащий составное крыло, образованное центропланом и пристыкованными к нему консолями, концевые шайбы, установленные в концевых сечениях центроплана, силовую установку и хвостовое оперение, центроплан оснащён механизацией, механизация задней кромки центроплана выполнена с, по меньшей мере, одной осью вращения, консоли оснащены средством затягивания срыва потока, выполненного в виде предкрылков. Особенностью изобретения [4] является выполнение экраноплана с составным крылом, содержащим центроплан, присоединённые к нему консоли, к которым также присоединены консоли, причём передняя кромка центроплана, внутренних и внешних консолей расположена ступенчато, а между центропланом и консолями установлены концевые шайбы или поплавки. Предкрылки установлены на всех консолях по всему размаху и предназначены, согласно описанию изобретения [4], для увеличения коэффициента подъёмной силы. Однако, каждая из четырёх «ступенек» по передней кромке составного крыла порождает сход вихрей, увеличивающих индуктивное сопротивление на каждой из консолей, что приводит к снижению аэродинамического качества составного крыла по сравнению с составным крылом только с 2-мя «ступеньками», как, например, в изобретения [1]. Таким образом, сложность «каскадного» составного крыла является недостатком изобретении [4] .
В описании изобретения РФ N°2222477 (авторы Панатов Г. С., Лавро Н.А., Забалуев И.М. Воронцов В.П.), МПК В64С 35/00, дата публикации 27.01.2004 г., [5], представлен гидросамолёт, крыло которого образовано центропланом и примыкающими к нему консолями, консоли оснащены средством затягивания срыва потока, выполненным в виде предкрылков с профилированной щелью (в описании изобретения [5] названы «надкрылками 8»). Особенностью крыла [5] является выполнение центроплана с большой стреловидностью передней кромке (более 70 градусов), и размещение предкрылков со стороны законцовки консоли на 0,6-0, 7 размаха консоли. Такое расположение предкрылков затягивает срыв потока на больших углах атаки, обеспечивая прирост коэффициента подъёмной силы и увеличение критического угла атаки. Это подтверждается в практике самолётостроения и отражено, например, в книге «Проектирование лёгких пассажирских самолётов», автор А.Н. Арепьев, Москва. Издательство МАИ, 2006 г., стр. 302-307, рис.9.9.10, [6]. Согласно приведённому на рис.9.9.10 книги [6] графику прирост подъёмной силы при выпуске предкрылка возникает при относительном размахе предкрылка более 0,4, что соответствует диапазону, указанному в изобретении [5]. В то же время, при наличии предкрылка («надкрылка 8»), как показано на визуализации обтекания приведённой на фиг.8 изобретении [5], зона срыва потока смещается к месту примыкания консоли к центроплану. Очевидно, что при приближении к экрану это приведёт к срыву потока при меньших углах атаки, что является недостатком крыла гидросамолёта, представленного в изобретении
[5].
Экраноплан, представленный в описании изобретения [1], принят в качестве наиболее близкого аналога заявляемого экраноплана.
Раскрытие изобретения
Решаемой технической задачей является повышение устойчивости при увеличении аэродинамического качества экраноплана.
Технический результат состоит в повышении безопасности за счёт обеспечения статической, апериодической и колебательной устойчивости экраноплана. Технический результат состоит также в уменьшении индуктивного сопротивления экраноплана путём затягивания срыва потока на консолях составного крыла в области её примыкания к центроплану.
Сущность изобретения состоит в следующем.
Экраноплан, как и в наиболее близком аналоге [1], содержит составное крыло, образованное центропланом и пристыкованными к нему консолями, концевые шайбы, установленные в концевых сечениях центроплана, силовую установку и хвостовое оперение, центроплан оснащён механизацией, механизация задней кромки центроплана выполнена с, по меньшей мере, одной осью вращения, удлинение составного крыла составляет =12/(8цп+28к)>2,5, удлинение центроплана 0,5< цп=1цп2/8цп<0,9, но в отличие от наиболее близкого аналога [1], консоли оснащены средством затягивания срыва потока, которое установлено в месте соединения консоли с центропланом на расстоянии не более 0,4 размаха консоли от места стыка консоли с центропланом, относительная площадь консолей составляет 0,25<28к/8цп<0,4, продольный статический момент хвостового оперения и консолей 0,3<А=(Ьго8го+2Ьк8к)/ВАцп8цп<0,6, при этом статический момент проекции хвостового оперения на горизонтальную плоскость составляет 0,25<АГО=ЬГО8ГО/ВАЦП8ЦП5-0,55, где 1=1цп+21к, 1цп, 1к - размах соответственно составного крыла, центроплана и консоли; Snn, SK, Sro - площадь при виде в плане соответственно центроплана, консоли и проекции хвостового оперения на горизонтальную плоскость; Lro, LK - плечи проекции хвостового оперения и консолей на горизонтальную плоскость, равные проекциям на продольную ось экраноплана расстояний от центра масс экраноплана до 0,25 средней аэродинамической хорды соответственно проекции хвостового оперения и консолей на горизонтальную плоскость, Вдцп - средняя аэродинамическая хорда центроплана.
Экраноплан характеризуется тем, что средство затягивания срыва потока выполнено в виде участка консоли с аэродинамической круткой, с углом установки консоли, уменьшающимся по мере приближения к центроплану.
Экраноплан характеризуется тем, что средство затягивания срыва потока выполнено в виде предкрылка.
Экраноплан характеризуется тем, что средство затягивания срыва потока выполнено в виде предкрылка, установленного на участке консоли с аэродинамической круткой, с уменьшающимся углом установки профиля консоли по мере приближения к центроплану.
Экраноплан характеризуется тем, что механизация задней кромки центроплана выполнена в виде двухзвенного закрылка, каждое из звеньев закрылка выполнено с возможностью отклонения как вниз, так и вверх, а кинематическая связь энергопривода с закрылком содержит упругий элемент.
Экраноплан характеризуется тем, что контур нижней поверхности продольного сечения закрылка центроплана выполнен в виде дуги с радиусом, равным 0,5-4, 5 хорды центроплана, и центром дуги, расположенным над верхней поверхностью центроплана.
Экраноплан характеризуется тем, что механизация передней кромки центроплана выполнена в виде щитков, установленных вдоль размаха центроплана.
Экраноплан характеризуется тем, что воздушный движитель силовой установки установлен перед центропланом с возможностью изменения угла наклона создаваемой воздушным движителем струи, механизация передней кромки центроплана выполнена в виде канала в носовой части со створками для перекрытия входа и выхода канала, причём в любом продольном сечении кромки канала на верхней поверхности расположены ближе к носку центроплана, чем соответствующие кромки канала на нижней поверхности, а каждая створка содержит привод её перемещения.
Экраноплан характеризуется тем, что центроплан выполнен с обратной стреловидностью по задней кромке и с отрицательным углом поперечного «V», концевые шайбы выполнены в виде поплавков, а консоли выполнены с наплывом, соединённым с центропланом, при этом угол поперечного «V» наплыва больше угла поперечного «V» консолей.
Краткое описание фигур чертежами.
В последующем изобретение поясняется подробным описанием выполнения экраноплана со ссылками на прилагаемые чертежи, в которых:
Изобретение поясняется чертежами.
На фиг.1 представлен вид в плане экраноплана при выполнении средства затягивания срыва потока в виде геометрической крутки на правой консоли и предкрылка на левой консоли.
На фиг.2 показан экраноплан при виде сбоку.
На фиг.З показан вид А на фиг.1.
На фиг.4 показано средство затягивания срыва потока, выполненного в виде геометрической крутки консоли, при виде Б на фиг.1.
На фиг.5 показан разрез В-В на фиг.1 при выполнении средства затягивания срыва потока в виде предкрылка. На фиг.6 показан разрез Г-Г на фиг.1 при выполнении механизации передней и задней кромок центроплана в виде щитков.
На фиг.7 показан разрез Д-Д на фиг.1 при выполнении закрылка центроплана двухзвенным.
На фиг.8 показан разрез Е-Е на фиг.1 при выполнении контура нижней поверхности закрылка центроплана в виде дуги.
На фиг.9 показан разрез Ж-Ж на фиг.1 при выполнении механизации передней кромки центроплана в виде канала со створками перекрытия входа и выхода канала
На фиг.10 показан экраноплан в предпочтительном варианте выполнения при виде в плане.
На фиг.11 показан экраноплан в предпочтительном варианте выполнения при виде спереди.
На фиг.12 показана визуализация потока в месте сопряжения консоли с центропланом над неподвижным экраном в аэродинамической трубе.
На фиг.13 приведён пример зависимости Cy(0, h=const), иллюстрирующий влияние срыва потока в области сопряжения консоли с центропланом в зоне действия экранного эффекта.
На фиг.14 показана визуализация потока на неподвижном экране при продувке модели с поддувом в аэродинамической трубе.
Лучшие варианты осуществления изобретений
Экраноплан, согласно изобретению, устроен следующим образом.
Экраноплан содержит составное крыло, образованное центропланом 1 и пристыкованными к нему консолями 2, концевые шайбы 3, установленные в концевых сечениях центроплана 1, силовую установку и хвостовое оперение, которое может выполняться V-образным, с вертикальным оперением 4 (однокилевым или двухкилевым), и горизонтальным оперением 5, установленном на киле вертикального оперения 4 (фиг.1, 2, 3).
Удлинение составного крыла составляет l=12/(dpp+28k)>2,5, удлинение центроплана 1 находится в пределах 0,5< ЦП=1ЦП 2/8ЦП<0,9, относительная площадь консолей 2 составляет
0,25<2SK/Smi<0,4, величина продольного статического момента проекции хвостового оперения на горизонтальную плоскость Aro=LroSro/BAnnSnn и консолей 2 Ак·— 2LK-S /B AimSim находится в пределах 0,3<А=(ЬГО8ГО+2ЬК8К)/ВАЦП8ЦП<0,6, при этом продольный статический момент проекции хвостового оперения на горизонтальную плоскость, например, горизонтального оперения Аго, составляет 0,25<Aro=LroSro/BA4nS4n<0,55, где 1=1цп+21к, 1цп, 1к - размах соответственно составного крыла, центроплана 1 и консоли 2; Sqn, SK, Sro - площадь при виде в плане соответственно центроплана 1, консоли 2 и хвостового оперения; Lro, LK - плечи проекции хвостового оперения (например, горизонтального оперения 5) и консолей 2 на горизонтальную плоскость, равные проекциям на продольную ось экраноплана расстояний от центра масс экраноплана до 0,25 средней аэродинамической хорды соответственно проекции хвостового оперения (например, горизонтального оперения 5) и консолей 2 на горизонтальную плоскость; ВАЦП - средняя аэродинамическая хорда центроплана 1, (фиг.1).
Консоли 2 оснащены средством затягивания срыва потока, установленном в месте соединения консоли 2 с центропланом 1 на расстоянии сп не превышающем 0,4 размаха 1к консоли 2 от места стыка консоли 2 с центропланом 1 : 1зсп/1к<0,4. При выполнении консоли 2 с наплывом 6 размах 1к и площадь консоли SK 2 включает размах и площадь наплыва 6. Консоли 2 могут также оснащаться механизацией задней кромки и элеронами, например, зависающими элеронами (на фиг. не обозначены).
Средство затягивания срыва потока может выполняться в виде участка консоли 2 с аэродинамической и/или геометрической круткой, с углом установки консоли 2 срк, уменьшающимся по мере приближения к центроплану 1 (фиг.4). Средство затягивания срыва потока может выполняться также в виде предкрылка 7 с размахом 1ПР, не превышающем 0,4 размаха консоли 2: 1щ/1к<0,4 (фиг.1, 5). Предкрылок 7 может оснащаться приводом его перемещения (на фиг. не показано), или выполняться стационарным, постоянно выдвинутым. Средство затягивания срыва потока также может выполняться в виде участка консоли 2 с аэродинамической и/или геометрической круткой, с углом установки консоли 2 срк, уменьшающимся по мере приближения к центроплану 1 , и предкрылка 7 (на фиг. не показано). Наплыв 6 может выполняться с аэродинамической или геометрической круткой, а консоль 2 - с предкрылком 7.
Центроплан 1 может оснащаться механизацией задней и передней кромок. Механизация задней кромки центроплана 1 может выполняться в виде щитка 8 (фиг.6) или закрылка 9 с, по меньшей мере, одной осью вращения 10, расположенной вдоль размаха центроплана 1 (фиг.1, 7). В предпочтительном варианте механизация задней кромки центроплана 1 выполнена в виде безщелевого (простого) двухзвенного закрылка 9, первое 11 и второе 12 звенья закрылка 9 выполнены с возможностью отклонения вверх и вниз (фиг.7). Кинематическая связь энерго привода 13 с щитком 8 или закрылком 9 содержит упругий элемент, выполненный, например, в виде амортизатора 14. Контур 15 нижней поверхности продольного сечения закрылка 9 центроплана 1 выполнен в виде дуги с относительным радиусом, равным R/Bim=0,5-4,5 хорды центроплана Вцп, и центром дуги, расположенным над верхним контуром продольного сечения закрылка 9 центроплана 1 (фиг.8).
Механизация передней кромки центроплана 1 может выполняться в виде щитков 16, установленных вдоль размаха центроплана 1 и оснащённых энергоприводом 17 их отклонения (фиг.6). При выполнении силовой установки экраноплана с воздушным движителем, например, воздушным винтом 18, установленным перед центропланом 1 с возможностью изменения угла наклона срвв струи, создаваемой воздушным движителем, механизация передней кромки может выполняться в виде канала 19 в носовой части центроплана 1, вход 20 и выход 21 оснащён створками 22, 23 для перекрытия канала 19, причём в любом продольном сечении кромки канала 19 на верхней поверхности расположены ближе к носку центроплана 1 , чем на нижней поверхности центроплана 1, а каждая из створок 22 и 23 оснащена приводами соответственно 24 и 25 для их перемещения (фиг.9).
В предпочтительном варианте экраноплана центроплан 1 выполнен с обратной стреловидностью (%зкцп<0) по задней кромке и с отрицательным углом поперечного «V» (y4p<0), концевые шайбы 3 выполнены в виде поплавков, а консоли 2 выполнены с наплывом 6, соединённым с центропланом 1, при этом угол поперечного «V» наплыва 6 YHAPK не меньше угла поперечного «V» консолей 2 yk: yHApk^yk, а средство затягивания срыва потока выполнено в виде геометрической и/или аэродинамической крутки наплыва 6 и предкрылка 7 на консоли 2 с размахом 1зсп/1к <0,4 (фиг.10, 1 1). Силовая установка содержит двигатели 26 с воздушными винтами 18, установленные перед центропланом 1 на поворотном пилоне 27, обеспечивающей наклон воздушной струи, а центроплан 1 выполнен с механизацией передней кромки в виде канала 19 с оснащёнными энергоприводом 24 и 25 створками 22 и 23 на входе 20 и выходе 21 канала 19. Механизация задней кромки центроплана 1 выполнена в виде двухзвенного безщелевого (простого) закрылка 9 и подфюзеляжного щитка 8, отклоняемые энергоприводом 13, содержащим упругий элемент 14. Звенья 1 1 и 12 закрылка 9 могут отклоняться вверх и вниз, при этом щитки 8 оснащены собственным энергоприводом. Нижний контур 15 профиля закрылка 9 выполнен в виде дуги с относительным радиусом R/Bqn=3,0 и центром дуги над верхним контуром профиля закрылка 9. Удлинение центроплана 1 составляет lup=1pp2/8pp~0,8, относительная площадь консолей 28к/8цп=0,30-0,35, продольный статический момент горизонтального оперения 5 составляет АГО =ЬГО8ГО/ВАЦП8ЦП~0,45, горизонтального оперения и консолей А=Аго+Ак~0,5.
Экраноплан функционирует следующим образом.
Перед взлётом экраноплан переводят во взлётную конфигурацию (сплошные линии на фиг.6 и 7), а именно, щитки 8 отклонены вниз, первое звено 1 1 закрылка 9 центроплана 1 отклонено энергоприводом 13 вниз, второе звено 12 отклонено относительно первого звена 1 1 вверх, механизация передней кромки центроплана отклонена во взлётное положение.
В случае выполнения экраноплана с поддувом воздушный движитель, например, воздушный винт 18, переводится в положение, обеспечивающее наклон струи вниз на угол <рвв- При оснащении передней кромки центроплана 1 механизацией в виде канала 19 створки 22 и 23 приводом 24 и 25 отклонены для открытия входа 20 и выхода 21 канала 19 (фиг.9). Для затягивания срыва потока на консолях 2 (в том числе с наплывом 6) при взлёте, особенно при использовании поддува, средство предотвращения срыва потока, выполненное в виде предкрылка 7, переводится в рабочее положение.
После разбега и взлёта экраноплан переводится в крейсерскую конфигурацию, а именно, щиток 8 и закрылок 9 поворачивается приводом 13 в неотклонённое (исходное) положение, воздушный двигатель, выполненный, например, в виде воздушного винта 18, поворачиваются с уменьшением угла срвв, механизация передней кромки центроплана 1 в виде щитка 16 поднимается (штрих- пунктирные линии на фиг.6, 7, 9). Вход 20 и выход 21 канала 19 закрываются створками 22 и 23. Экраноплан совершает крейсерский экранный полёт.
Экспериментальные исследования в аэродинамической трубе показали, что из области повышенного давления под центропланом 1 вытекает воздух, увеличивающий истинный угол атака консолей 2 в месте их примыкания к центроплану 1. Увеличение истинного угла атаки, как показано на фиг.12 визуализации потока модели над неподвижным экраном в аэродинамической трубе, приводит к срыву потока (ворсинки разворачиваются под большим углом к направлению потока). Это приводит, как показано на графике Су($, h=const) на фиг.13, к уменьшению производной коэффициента подъёмной силы Су по углу тангажа. Поддув увеличивает статическую составляющую полного давления под центропланом 1, что приводит, как показано на фиг.14, к увеличению угла отклонения ворсинок на неподвижном экране к направлению потока по мере приближения к экрану при испытании модели в аэродинамической трубе. В результате увеличивается истинный угол атаки и развивается отрывное течение при меньших, чем без поддува, углах тангажа, что приводит к уменьшению подъёмной силы экраноплана на взлёте и посадке.
Для предотвращения раннего срыва потока консоль 2 экраноплана в месте примыкания к центроплану (в том числе при выполнении консоли 2 с наплывом 6) оснащается средством затягивания срыва потока. При выполнении средства затягивания срыва потока в виде геометрической крутки истинные углы атаки уменьшаются благодаря отрицательной геометрической крутке при относительном размахе, не превышающем 0,4 размаха консоли 2: 1зсп/1к<0,4. Выполнение средства затягивания срыва потока в виде предкрылка 7 на консоли 2 обеспечивает затягивание срыва потока благодаря выдуву струи воздуха из щели предкрылка 7 на верхнюю поверхность консоли 2. В результате обеспечивается безотрывное обтекание области примыкания консоли 2 к центроплану 1 (в том числе при выполнении консоли 2 с наплывом 6) при больших углах тангажа. Это уменьшает индуктивное сопротивление и увеличивает аэродинамическое качество, а также увеличивает диапазон углов тангажа (и, следовательно, коэффициента подъёмной силы и скорости полёта) крейсерского режима экранного полёта.
Диапазон высоты над экраном и углов тангажа при крейсерском режиме движения определяется условиями динамической, статической и апериодической устойчивости. Необходимым условием апериодической устойчивости является нахождения аэродинамического фокуса по высоте Xfh=dMz/dCy (0=const) впереди аэродинамического фокуса по тангажу Xfa=dMz/dCy (h=const), а необходимым условием статической и динамической устойчивости является нахождение аэродинамического фокуса по тангажу Xfa сзади центра масс Хцм экраноплана: Xfh<Xfa; XijM<Xfa. Известно, что для получения хороших характеристик устойчивости и управляемости аэродинамический фокус по высоте должен располагаться в центре масс или вблизи от него, а разнос фокусов должен быть большим: Xцм~Xfh<Xfa.
Выполнение удлинение экраноплана l>2,5 обеспечивает достаточное аэродинамическое качество при подлётах на высоты, превышающие действие экранного эффекта. Выполнение продольного статического момента проекции хвостового оперения (например, горизонтального оперения 5) и консолей 2 в диапазоне 0,3<А=(ЬГО ГО+2ЬК8К)/ВАЦП8ЦП<0,6 обеспечивает выполнение собственной статической и апериодической устойчивости экраноплана. Выполнение аэродинамического профиля центроплана 1 с S-образной средней линией, например, за счёт выполнения нижнего контура 15 закрылка 9 в виде дуги с относительным радиусом 0,5<К/Вцп<4,5 и центром дуги, расположенным над верхним контуром профиля закрылка 9, обеспечивает расширение диапазона углов тангажа и высот, в котором выполняется необходимое условие апериодической устойчивости по критерию Р.Д. Иродова в быстром движении. Выполнение первого 11 и второго 12 звеньев закрылка 9 с возможностью отклонения вниз и вверх позволяет регулировать параметры S-образности средней линии профиля. Это позволяет регулировать положение аэродинамического фокуса по высоте в целях выполнения необходимого условия апериодической устойчивости по критерию Р.Д. Иродова и совмещения положения аэродинамического фокуса по высоте Xfh с центром масс Хцм экраноплана | Xfh-Хцм | <0,02, что упрощает пилотирование и повышает безопасность экраноплана.
Колебательная устойчивость обеспечивается за счёт выполнения продольного статического момента горизонтального оперения 5 в диапазоне 0,25<Аго<0,55 благодаря увеличению демпфирующего момента dmz/dcoz в неустановившемся криволинейном (в том числе колебательном) движении, пропорционального величине (8ГО/8ЦП)Х(ПГО/ВАЦП)2· В результате повышается безопасность за счёт обеспечения статической апериодической и колебательной устойчивости экраноплана.
Таким образом, представленная в описании совокупность признаков обеспечивает повышении безопасности за счёт обеспечения статической, апериодической и колебательной устойчивости экраноплана при уменьшении индуктивного сопротивления путём затягивания срыва потока на консолях составного крыла в области её примыкания к центроплану и, следовательно, повышения аэродинамического качества расширение области углов тангажа и высоты.
Промышленная применимость
Степень раскрытия устройства экраноплана достаточна для реализации изобретения при проектировании и создании экраноплана в специализированных организациях с достижением заявленного технического результата. Изобретение соответствует условию патентоспособности «промышленная применимость».
Перечень позиций и обозначений к фигурам изобретения
«Экраноплан»
I - центроплан;
2- консоль;
3 - концевая шайба
4 - вертикальное оперение;
5 - горизонтальное оперение;
6 - наплыв консоли 2;
7 - предкрылок консоли 2;
8 - щиток центроплана 1 ;
9 - закрылок центроплана 1 ;
10 - ось вращения механизации задней кромки центроплана 1 ;
I I - первое звено закрылка 9;
12 - второе звено закрылка 9;
13 - энергопривод щитка 8 и/или закрылка 9;
14 - амортизатор энерго привода 13 щитка 8 и/или закрылка 9;
15 - контур нижней поверхности продольного сечения закрылка 9;
16 - щиток механизации передней кромки центроплана 1 ;
17 - энергопривод щитка 16 передней кромки центроплана 1 ;
18 - воздушный винт;
19 - канал механизации передней кромки центроплана 1;
20 - вход в канал 19;
21 - выход из канала 19;
22 - створка на входе 20 в канал 19;
23 - створка на выходе 21 из канала 19;
24 - привод перемещения створки 22 канала 19;
25 - привод перемещения створки 23 канала 19;
26 - двигатель с воздушным винтом 18; 27 - поворотный пилон с двигателями 26 с воздушными винтами 18. =l2/(Sim+2SK) - удлинение составного крыла;
liip=:1iip2/8ΐίp - удлинение центроплана 1 ;
2Sic/Sqn - относительная площадь консолей 2;
Aro=Lro S го/В АЦП S цп - продольный статический момент хвостового оперения;
АК=2ЬК8К/ВАЦП8ЦП - продольный статический момент консолей 2; 1=1цп+21к - размах составного крыла;
1цп - размах центроплана 1 ;
1к - размах консоли 2;
Sijn - площадь центроплана 1 при виде в плане;
SK - площадь консоли 2 при виде в плане;
Sro - площадь проекции хвостового оперения и горизонтального оперения 5 при виде в плане;
Lro - плечо проекции хвостового оперения и горизонтального оперения 5, равное проекции на продольную хвостового оперения ось экраноплана расстояния от центра масс экраноплана до 0,25 средней аэродинамической хорды хвостового оперения и горизонтального оперения 5;
LK - плечо консолей 2, равное проекции на продольную ось экраноплана расстояния от центра масс экраноплана до 0,25 средней аэродинамической хорды консолей 2;
ВАЦП (Вцп) - средняя аэродинамическая хорда (хорда) центроплана 1 ; 1зсп - размах средства затягивания срыва потока, установленного в месте соединения консоли 2 с центропланом 1 ;
1ПР— размах средства затягивания срыва потока, выполненного в виде предкрылка консоли 2;
R - радиус дуги нижнего контура продольного сечения закрылка 8; fk - угол установки консоли 2 или наплыва 6; фвв - угол наклона струи, создаваемой воздушным движителем; Хзкцп - стреловидность по задней кромке центроплана 1 ;
Ypp - угол поперечного «V» центроплана 1 ;
YHAP - угол поперечного «V» наплыва 6 консоли 2;
yk - угол поперечного «V» консолей 2.

Claims

ФОРМУЛА ИЗОБРЕТЕНИЯ
1. Экраноплан, содержащий составное крыло, образованное центропланом и пристыкованными к нему консолями, концевые шайбы, установленные в концевых сечениях центроплана, силовую установку и хвостовое оперение, центроплан оснащён механизацией, механизация задней кромки центроплана выполнена с, по меныпей мере, одной осью вращения, удлинение составного крыла составляет l=12/(8iip+28k)>2,5, удлинение центроплана 0,5^цп=1цп2/8цп<0,9, отличающийся тем, что консоли оснащены средством затягивания срыва потока, средство затягивания срыва потока установлено в месте соединения консоли с центропланом и размещено на расстоянии, не превышающем 0,4 размаха консоли от места стыка консоли с центропланом, относительная площадь консолей составляет 0,25<2Sic/Snn<0,4, продольный статический момент горизонтального оперения и консолей 0,3<А=4ЕГО$ГО+2ЬК8К)/ВАЦП8ЦП<0,6, при этом продольный статический момент проекции хвостового оперения на горизонтальную плоскость составляет 0,25<АГО=ЬГО8ГО/ВАЦП8ЦП<0,55 , где 1=1цп+21к, 1цп, 1к - размах соответственно составного крыла, центроплана и консоли; Smi, SR, Sro - площадь при виде в плане соответственно центроплана, консоли и хвостового оперения; Lro, LR - плечи проекции хвостового оперения и консолей на горизонтальную плоскость, равные проекциям на продольную ось экраноплана расстояний от центра масс экраноплана до 0,25 средней аэродинамической хорды соответственно хвостового оперения и консолей, ВАЦП - средняя аэродинамическая хорда центроплана.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
2. Экраноплан по п.1 , отличающийся тем, что средство затягивания срыва потока выполнено в виде участка консоли с аэродинамической круткой, с углом установки консоли, уменьшающимся по мере приближения к центроплану.
3. Экраноплан по п.1 , отличающийся тем, что средство затягивания срыва потока выполнено в виде предкрылка.
4. Экраноплан по п.1 , отличающийся тем, что средство затягивания срыва потока выполнено в виде предкрылка, установленного на участке консоли с аэродинамической круткой, с уменьшающимся углом установки профиля консоли по мере приближения к центроплану.
5. Экраноплан по п.1 , отличающийся тем, что механизация задней кромки центроплана выполнена в виде двухзвенного закрылка, каждое из звеньев закрылка выполнено с возможностью отклонения как вниз, так и вверх, а кинематическая связь энергопривода с закрылком содержит упругий элемент.
6. Экраноплан по п.5, отличающийся тем, что нижний контур профиля закрылка центроплана выполнен в виде дуги с радиусом дуги, равным 0,5-4, 5 хорды центроплана, и центром дуги, расположенным над верхней поверхностью центроплана.
7. Экраноплан по п.1 , отличающийся тем, что механизация передней кромки центроплана выполнена в виде щитков, установленных вдоль размаха центроплана.
8. Экраноплан по п.1, отличающийся тем, что воздушный движитель силовой установки установлен перед центропланом с возможностью изменения угла наклона создаваемой воздушным движителем струи, механизация передней кромки центроплана выполнена в виде канала в носовой части со створками для перекрытия входа и выхода канала, причём в любом продольном
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26) сечении кромки канала на верхней поверхности расположены ближе к носку центроплана, чем соответствующие кромки канала на нижней поверхности, а каждая створка содержит привод её перемещения.
9. Экраноплан по п.1 , отличающийся тем, что центроплан выполнен с обратной стреловидностью по задней кромке и с отрицательным углом поперечного «V», концевые шайбы выполнены в виде поплавков, а консоли выполнены с наплывом в месте соединения с центропланом, при этом угол поперечного «V» наплыва не меньше угла поперечного «V» консолей.
ЗАМЕНЯЮЩИЙ ЛИСТ (ПРАВИЛО 26)
PCT/RU2020/000376 2019-07-30 2020-07-22 Экраноплан WO2021020999A1 (ru)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
KR1020227007339A KR20220056257A (ko) 2019-07-30 2020-07-22 위그선
AU2020320953A AU2020320953A1 (en) 2019-07-30 2020-07-22 Wing-in-ground-effect vehicle
EP20847217.5A EP4005885A4 (en) 2019-07-30 2020-07-22 EKRANOPLANE

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
RU2019123991 2019-07-30
RU2019123991A RU2716303C1 (ru) 2019-07-30 2019-07-30 Экраноплан

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2021020999A1 true WO2021020999A1 (ru) 2021-02-04

Family

ID=69898239

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/RU2020/000376 WO2021020999A1 (ru) 2019-07-30 2020-07-22 Экраноплан

Country Status (5)

Country Link
EP (1) EP4005885A4 (ru)
KR (1) KR20220056257A (ru)
AU (1) AU2020320953A1 (ru)
RU (1) RU2716303C1 (ru)
WO (1) WO2021020999A1 (ru)

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1991007300A1 (de) * 1989-11-09 1991-05-30 Albert Blum Bodeneffekt-fahrzeug
JPH05286434A (ja) * 1992-04-14 1993-11-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 面効果翼機
RU2222477C1 (ru) 2002-05-31 2004-01-27 Открытое акционерное общество Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М.Бериева Самолет-амфибия
RU2286268C2 (ru) * 2003-10-29 2006-10-27 Виктор Георгиевич Сергеев Экраноплан
RU136773U1 (ru) 2013-06-24 2014-01-20 Открытое акционерное общество "Центральное конструкторское бюро по судам на подводных крыльях им. Р.Е. Алексеева" (ОАО "ЦКБ по СПК им. Р.Е. Алексеева") Экраноплан
RU2532658C2 (ru) 2012-08-22 2014-11-10 Виктор Валентинович Аладьин Гидросамолет с экранным эффектом

Family Cites Families (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2471660C2 (ru) * 2011-02-11 2013-01-10 Общество С Ограниченной Ответственностью "Экранопланостроительное Объединение "Орион" Экраноплан
RU2466888C1 (ru) * 2011-05-10 2012-11-20 Общество С Ограниченной Ответственностью "Экранопланостроительное Объединение "Орион" Экраноплан

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO1991007300A1 (de) * 1989-11-09 1991-05-30 Albert Blum Bodeneffekt-fahrzeug
JPH05286434A (ja) * 1992-04-14 1993-11-02 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 面効果翼機
RU2222477C1 (ru) 2002-05-31 2004-01-27 Открытое акционерное общество Таганрогский авиационный научно-технический комплекс им. Г.М.Бериева Самолет-амфибия
RU2286268C2 (ru) * 2003-10-29 2006-10-27 Виктор Георгиевич Сергеев Экраноплан
RU2532658C2 (ru) 2012-08-22 2014-11-10 Виктор Валентинович Аладьин Гидросамолет с экранным эффектом
RU136773U1 (ru) 2013-06-24 2014-01-20 Открытое акционерное общество "Центральное конструкторское бюро по судам на подводных крыльях им. Р.Е. Алексеева" (ОАО "ЦКБ по СПК им. Р.Е. Алексеева") Экраноплан

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
A.N. AREPIEV: "Light passenger aircraft design", 2006, MAI PUBLISHING HOUSE, pages: 302 - 307
See also references of EP4005885A4
VARAKOSOV YU.G.MAKIENKO A.M.SERGEEV V.G.: "On Some Specificities of Aerohydromechanics of Type ''B'' Wing-in-Ground Effect Vehicles", SEMINAR ON AEROMECHANICS IN TSAGI - IPTM SO RAN - SPBPU-NIIM M, 4 April 2017 (2017-04-04)

Also Published As

Publication number Publication date
AU2020320953A1 (en) 2022-03-24
KR20220056257A (ko) 2022-05-04
RU2716303C1 (ru) 2020-03-11
EP4005885A1 (en) 2022-06-01
EP4005885A4 (en) 2023-08-02

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US4293110A (en) Leading edge vortex flap for wings
JP6196795B2 (ja) 性能向上型ウイングレットシステムおよびその方法
US5056741A (en) Apparatus and method for aircraft wing stall control
US4205810A (en) Minimum drag wing configuration for aircraft operating at transonic speeds
EP2662282B1 (en) Vortex generation
US4776542A (en) Aircraft stall-spin entry deterrent system
EP1436193B1 (en) Aircraft configuration with improved aerodynamic performance
US20070262205A1 (en) Retractable multiple winglet
US3971534A (en) Method of and apparatus for controlling flow attachment to the wing and flap surfaces of an upper surface blowing type aircraft
US7357358B2 (en) Aircraft leading edge device systems and corresponding sizing methods
US11084566B2 (en) Passively actuated fluid foil
US11254412B2 (en) Foldable raked wing tips having aerodynamic devices
US6935592B2 (en) Aircraft lift device for low sonic boom
EP2604516B1 (en) Minimally intrusive wingtip vortex wake mitigation using microvane arrays
US4227665A (en) Fixed leading edge slat spoiler for a horizontal stabilizer
WO2021020999A1 (ru) Экраноплан
EP0052360B1 (en) Air aspiration device of aircraft-mounted gas-turbine engine
RU193191U1 (ru) Несущий комплекс экраноплана
RU2180309C2 (ru) Сверхзвуковой маневренный самолет
RU2790893C1 (ru) Устройство для повышения несущих свойств летательного аппарата
US10829198B2 (en) Krueger flap apparatus and methods incorporating a bullnose having a contour variation along a spanwise direction
CN100513256C (zh) 一种增加升力和失速迎角的篷翼
US11299266B2 (en) Wing for an aircraft
RU2272745C1 (ru) Крыло летательного аппарата
RU2264950C1 (ru) Законцовка несущей поверхности летательного аппарата

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 20847217

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2020847217

Country of ref document: EP

Effective date: 20220228

ENP Entry into the national phase

Ref document number: 2020320953

Country of ref document: AU

Date of ref document: 20200722

Kind code of ref document: A