Аэродинамический профиль крыла экраноплана

 

Применение: в крыльях и несущих поверхностях экранопланов и т.п. транспортных средствах. Технический результат: расширение диапазона коэффициентов подъемной силы Δ C_ууст, в котором обеспечивается собственная устойчивость профиля крыла экраноплана на высотах как с сильным (H < 0,4B_А), так и со слабым (H > 0,4B_А) проявлением экранного эффекта. Сущность изобретения: аэродинамический профиль содержит носик (4), хвостик 5, соединенные верхним (1) и нижним (2) контурами, формирующими S-образную среднюю линию (3), причем максимальная толщина C_нmax нижнего контура (2) расположена на расстоянии, меньшем 0,7 хорды B_А от носика (4) профиля, а нижний контур 2 хвостика (5) выполнен выпуклым на расстоянии (0,1 - 0,3)B_А от хвостика (5) профиля и имеет радиус кривизны R_хвн = (0,5 - 4,5)B_А. Нижний контур (2) профиля может выполняться по меньшей мере с одним прямолинейным участком, а радиус кривизны R_хвн нижнего контура - как постоянным, так и переменным, уменьшающимся по мере приближения к хвостику (5). 4 з.п. ф-лы, 5 ил.

Изобретение относится к транспортным средствам на динамической воздушной подушке, использующим при движении экранный эффект, обладающим статической устойчивостью в диапазоне высот как с сильным, так и со слабым проявлением экранного эффекта, вплоть до самолетных режимов полета, а именно к аэродинамическому профилю, предназначенному для восприятия экранного эффекта крыла (несущей поверхности) экранопланов и экранолетов.

Из уровня техники известны аэродинамические профили, обладающие собственной статической устойчивостью в зоне действия экранного эффекта, предназначенные для крыльев или несущих поверхностей экранопланов.

В статье "Критерии продольной устойчивости экраноплана", автор Р.Д. Иродов, Ученые записки ЦАГИ, т. 1, N 4, с. 63-72, М.: ЦАГИ, 1970 [1], показано, что необходимым условием обеспечения устойчивости является расположение аэродинамического фокуса по высоте X_fH, равного частной производной коэффициента момента тангажа m_z по коэффициенту подъемной силы c_y при постоянном угле тангажа ψ, впереди аэродинамического фокуса по тангажу X_fα, равного частной производной коэффициента момента тангажа m_z по коэффициенту подъемной силы c_y при постоянной высоте H экраноплана над опорной поверхностью: X_fH = X_цм- dm_z/dc_y при α = const; (1) X_fα = X_цм-dm_z/dc_y при H = const; (2) X_fH≅X_fα. (3) В статье "Расчетное исследование влияния параметров профиля на его аэродинамические характеристики вблизи экрана", авторы В.Н. Архангельский, С. И. Коновалов, Труды ЦАГИ, вып. 2304 (1985), с. 12-21 [2], показано, что в зависимости коэффициента подъемной силы профиля от угла тангажа при сохранении постоянной высоты над экраном c_y = f(α,H) при H=const всегда есть такие углы тангажа ψ^*, при которых происходит разрыв в зависимости X_fH = f(ψ) 2-го рода, т. е. при которых невозможно обеспечить условие (3) в связи с положением фокуса по высоте X_fH на бесконечном удалении от профиля, причем при использовании профиля с S-образной средней линией при углах тангажа ψ_уст≥ψ>ψ^* имеется диапазон углов тангажа Δψ_уст, (и коэффициентов подъемной силы Δc_ууст, при которых соблюдается необходимое условие устойчивости (3): при Δψ_уст = ψ_уст-ψ^* X_fH≅X_fα; (4) при Δc_ууст= c_ууст- c^*_y X_fH ≅X_fα; (5) где ψ_уст; c_ууст- угол тангажа и коэффициент подъемной силы, соответствующие совпадению положений фокусов по высоте и по углу тангажа Использование в экранопланах крыльев с профилем с S-образной средней линией позволило расширить диапазон углов тангажа Δψ_уст и коэффициентов подъемной силы Δc_ууст, при которых обеспечивается необходимое условие устойчивости (3). В результате стало возможным уменьшить статический момент горизонтального оперения и повысить тем самым аэродинамическое качество экранопланов. Однако, при полете на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H=(0,5-2,0·B_A, где B_A - средняя аэродинамическая хорда крыла, как отмечалось в статье "Some nonlinear effects in stability and control of wing-in-cgound effect vehicles", автор Staufenbiel R., "J.Aircraft", 1978, VIII, v. 15, N 8, p. 541-544, [3], устойчивость полета без системы автоматического управления обеспечить не представлялось возможным.

Исследованные в работе [2] профили содержат верхний и нижний контуры и среднюю линию S-образной формы, сходящиеся в носике и хвостике профиля, причем нижний контур профиля имеет меньшую, чем у верхнего контура кривизну r= 1/R (где R - радиус кривизны) в средней части профиля и выпуклый нижний контур хвостика. Особенностью рекомендуемых в работе [2] профилей является смещение максимального расстояния c_н.max=C_н.max/B_A от нижнего контура до хорды профиля (т.е. максимального расстояния от хорды профиля - прямой, соединяющей носик и хвостик профиля - до нижнего контура профиля, измеряемое по перпендикуляру к хорде профиля) в области Xc_н.max=0.70-0.95 хорды профиля B_A, что обеспечивает большую строительную высоту профиля в хвостовой части и тем самым способствует повышению прочности крыла при одновременном обеспечении собственной статической устойчивости профиля в зоне сильного экранного эффекта.

Однако, смещение назад максимальной толщины нижней поверхности c_н.max, как показали проведенные исследования, сопровождается незначительным снижением угла тангажа ψ^* и коэффициента подъемной силы c^*_у и существенным уменьшением величин ψ_уст, c_ууст по мере увеличения высоты, в том числе и на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4B_A. В результате уменьшаются диапазоны углов атаки Δψ_уст и коэффициента подъемной силы Δc_ууст, а величина коэффициента подъемной силы c_yуст на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4B_A снижается до величин, при которых аэродинамическое качество становится настолько низким, что для выполнения полета в зоне собственной устойчивости становится необходимым значительное увеличение тяговооруженности экраноплана. Поэтому для обеспечения устойчивости при полетах на высотах со слабым проявлением экранного эффекта приходится использовать систему автоматического управления. Конечно, возможен полет и в режиме ручного пилотирования экранолета, а периодически неустойчивого на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4B_A, однако, это требует от пилота большого напряжения, особенно при выполнении длительного полета, и может привести к аварийной ситуации.

Таким образом, малый диапазон коэффициентов подъемной силы Δc_ууст и низкие величины коэффициента подъемной силы c_yуст, при которых соблюдается необходимое условие устойчивости (3), является недостатком известного из работы [2] аэродинамического профиля, принятого за наиболее близкий аналог.

Решаемой технической задачей является обеспечение соблюдения необходимого условия устойчивости экраноплана на высотах как с сильным H≅0,4B_A, так и со слабым H>0,4B_A проявлением экранного эффекта путем обеспечения собственной устойчивости аэродинамического профиля крыла. Технический результат заключается в расширении диапазона коэффициентов подъемной силы Δc_ууст и увеличение предельного коэффициента подъемной силы c_yуст, при которых имеется собственная устойчивость экраноплана с крылом с предлагаемым профилем, на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4 при сохранении собственной устойчивости на малых высотах H<0,4.

Аэродинамический профиль крыла экраноплана, как и в наиболее близком аналоге [2] , содержит носик и хвостик, соединенные верхним и нижним контурами, среднюю линию S-образной формы, нижний контур профиля имеет в зоне максимальной толщины профиля больший, чем у верхнего контура, радиус кривизны, и выпуклый нижний контур хвостика, но, в отличие от наиболее близкого аналога [2] , максимальное расстояние от нижнего контура до хорды профиля расположено от носика профиля на расстоянии, меньшем 0,7 хорды профиля B_A, нижний контур хвостика выполнен выпуклым на расстоянии 0,1-0,3 хорды B_A от хвостика профиля и имеет радиус кривизны R_хв, равный 0,5-4,5 хорды B_A профиля.

Профиль характеризуется тем, что его нижний контур включает по меньшей мере один прямолинейный участок.

Профиль крыла может выполняться с постоянным радиусом кривизны нижнего контура хвостика R_хв.н=const.

Профиль крыла может также выполняться с переменным радиусом кривизны нижнего контура хвостика R_хв.н=var.

При переменной кривизне нижнего контура хвостика предлагается радиус кривизны R_хв.н выполнять уменьшающимся от начала сопряжения по мере приближения к хвостику.

Признаки изобретения существенны для решения поставленной технической задачи и достижения технического результата, и являются необходимыми и достаточными для реализации изобретения.

Действительно, выполнение аэродинамического профиля крыла экраноплана, содержащим носик и хвостик, соединенные верхним и нижним контурами, среднюю линию S-образной формы обуславливает возникновение диапазона величин углов тангажа Δψ_уст и коэффициентов подъемной силы Δc_ууст, в котором соблюдается необходимое условие устойчивости вблизи экрана. Выполнение нижнего контура профиля с меньшей, чем у верхнего контура кривизной r=1/R (где R - радиус кривизны контура профиля) в зоне максимальной толщины профиля при S-образности средней линии создает условия для реализации экранного эффекта на нижнем контуре и для создания подъемной силы на верхнем контуре профиля. Выполнение профиля с максимальным расстоянием c_н.max=C_н.max/B_A от нижнего контура до хорды профиля, расположенным на расстоянии менее 0,7 хорды B_A от носика, профиля обеспечивает, как показали проведенные исследования, рост предельных коэффициентов подъемной силы c^*_y ; c_ууст при незначительном снижении величины предельных углов тангажа ψ^*; ψ_уст и увеличение диапазона коэффициентов подъемной силы Δc_ууст. Выполнение нижнего контура на расстоянии 0,1-0,3 хорды B_A от хвостика профиля выпуклым и имеющим радиус кривизны R_хв.н, равным 0,5-4,5 хорды профиля B_A, обеспечивает в наибольшей степени реализацию экранного эффекта в связи со снижением потерь аэродинамической подъемной силы из-за разрежения на нижнем контуре в районе задней кромки, происходящего в соответствии с эффектом Вентури, при одновременном сохранении условий для проявления эффекта Вентури в достаточной для обеспечения устойчивости степени.

Наличие на нижнем контуре профиля одного прямолинейного участка создает благоприятные условия для торможения потока между нижним контуром и опорной поверхностью, что способствует увеличению подъемной силы на профиле. Наличие нескольких прямолинейных участков позволяет формировать профиль с большой положительной относительной вогнутостью f₁ при сохранении верхнего контура профиля и обеспечивает условия для возникновения зоны повышенного давления на нижнем контуре между участками при вогнутости нижнего контура, в результате чего повышается коэффициент подъемной силы вблизи опорной поверхности при том же угле тангажа.

Выполнение радиуса кривизны нижнего контура хвостика R_хв.н профиля постоянным (R_хв.н=const) упрощает формирование контура профиля и технологию изготовления профиля крыла при достижении заявленного технического результата.

Выполнение нижнего контура хвостика профиля с переменным радиусом кривизны R_хв.н=var создает условия для оптимизации параметров профиля для конкретной аэродинамической компоновки экранолета, а именно, в зависимости от формы крыла в плане, интерференции крыла с поверхностью агрегатов экраноплана и других особенностей аэродинамической компоновки. При этом возможно выполнение радиуса кривизны R_хв.н как возрастающим, так и уменьшающимся по мере приближения к хвостику профиля. Однако более предпочтительным является уменьшение радиуса кривизны нижнего контура хвостика R_хв.н по мере приближения к хвостику профиля в связи с достижением большего проявления эффекта Вентури в хвостовой части нижнего контура профиля.

Таким образом, представленные в формуле изобретения признаки являются существенными и образуют совокупность, достаточную для реализации изобретения и достижения технического результата.

Изобретение поясняется фиг. 1-5.

На фиг. 2 показан профиль, принятый за наиболее близкий аналог.

На фиг. 3 дан рекомендуемый профиль.

На фиг. 4 показана зона устойчивости углов тангажа ψ = f(H) экраноплана с крылом с известным и предлагаемым профилем.

На фиг. 5 показана зона устойчивости коэффициентов подъемной силы с_y= f(H) экраноплана с крылом с известным и предлагаемым профилем.

Аэродинамический профиль выполнен следующим образом.

Аэродинамический профиль содержит верхний 1 и нижний 2 контуры, формирующие среднюю линию 3 S-образной формы (фиг. 2 и 3), носик 4 и хвостик 5, хорду 6 (отрезок прямой, соединяющий носик 4 с хвостиком 5). Нижний контур 2 в средней части профиля может выполняться вогнутым (с центром радиуса кривизны верхнего 1 и нижнего 2 контура, расположенными со стороны нижнего контура 2 профиля), выпуклым или содержащим по меньшей мере один прямолинейный участок 7. Выполнение нижнего контура 2 профиля с несколькими прямолинейными участками 7 расширяет возможности оптимизации параметров профиля. Например, при выполнении нижнего контура 2 профиля с двумя прямолинейными участками 7, расположенными в районе носика 4 и перед хвостиком 5, соединенными между собой вогнутым контуром, на нижнем контуре 2 профиля возникает зона повышенного давления, увеличивающая подъемную силу профиля вблизи экрана при том же угле тангажа.

В наиболее близком аналоге, как показано на фиг. 2, положение максимального расстояния c_н.max=C_н.max/B_A от нижнего контура 2 до хорды 6 профиля смещено к хвостику 5 профиля на расстояние от носика 4, равное Xc_н.max= (0,70-0,95)·B_A, где B_A - хорда 6 профиля. В результате линия 8, параллельная прямолинейному участку 7 нижнего контура 2 в средней части профиля, размещена ниже хорды 6, а хвостик 5 профиля - выше линии 8. Это приводит к уменьшению положительной вогнутости f₁=F₁/B (фиг. 2) и, как показали исследования, уменьшению предельных величин коэффициентов подъемной силы c_yуст и c^*_y при некотором увеличении предельных углов тангажа ψ^* и ψ_уст. В предлагаемом изобретении хвостик 5 профиля расположен ниже линии 8, параллельной прямолинейному участку 7 нижнего контура 2 в средней части профиля. При этом линия 8 располагается не ниже хорды 6 профиля, а максимальное расстояние c_н.max от нижнего контура 2 до хорды 6 профиля смещается в сторону носика 4 профиля: Xc_н.max<0,7B. Радиус кривизны R_хв.н нижнего контура хвостика 5 предлагается выполнять в пределах (0,5-4,5)B_A хорды 6 профиля, причем радиус кривизны R_хв может выполняться постоянным и переменным, как уменьшающимся, так и увеличивающимся по мере приближения к хвостику 5 профиля.

В предпочтительном варианте выполнения нижний контур 2 содержит один прямолинейный участок 7, расположенный в зоне максимальной толщины c_max профиля, вплоть до сопряжения с криволинейным участком нижнего контура 2 хвостика 5 на расстоянии 0,8B_A хорды 6 от носика 4 профиля и радиусом нижнего 2 контура хвостика 5, равным R_хв.н=(0,50-4,5)·B_A хорды 6 профиля.

Профиль функционирует следующим образом.

При обтекании профиля вблизи экрана над верхним контуром 1 возникает распределение давления, близкое к распределению давления на большой высоте, вне зоны влияния опорной поверхности. Обтекание нижнего контура 2 профиля с S-образной средней линией 3 на большой высоте, вне зоны действия экранного эффекта характеризуется разрежением в хвостовой части профиля, которое приводит к незначительной потере подъемной силы и уменьшению аэродинамического момента профиля при сохранении положения аэродинамического фокуса по тангажу X_fα примерно на 25% хорды 6 профиля. По мере приближения к экрану между контуром хвостика 5 профиля с S-образной средней линией 3 и опорной поверхностью возникает разрежение вследствие действия эффекта Вентури, что приводит к смещению центра давления и аэродинамического фокуса по высоте X_fH в сторону носика 4 профиля.

Подобный характер обтекания сохраняется как на профиле, принятом за наиболее близкий аналог (фиг. 2), так и на предлагаемом профиле (фиг. 3). Зависимость ψ = f(H), представленная на фиг. 4, показывает, что величины предельных углов тангажа ψ^* и ψ_уст у экраноплана с крылом с известным профилем несколько выше, чем у такого же экраноплана с крылом с предлагаемым профилем. Однако, предельные коэффициенты подъемной силы c^*_y и с_ууст, как показано на графике зависимости c_y=f(H) на фиг. 5, у экраноплана с крылом с предлагаемым профилем существенно больше, чем у экраноплана с крылом с известным профилем, и достигают величин, при которых аэродинамическое качество достаточное для совершения крейсерских режимов устойчивого полета.

При радиусе кривизны R_хв.н нижнего контура 2 профиля, равном (0,5-4,5)B_A хорды 6 профиля, расположенном на расстоянии (0,1-0,3)B_A хорды 6 от хвостика 5 профиля, как показали исследования, в наибольшей степени проявляется заявленный технический результат. Выполнение нижнего контура 2 хвостика 5 с переменным радиусом кривизны R_хв.н, уменьшающимся по мере приближения к хвостику, обеспечивает возможность оптимизации формы профиля в зависимости от формы крыла, компоновки транспортного средства и аэродинамической интерференции между агрегатами компоновки.

Представленной в описании и формуле изобретения информации достаточно для реализации изобретения в экранопланах, экранолетах и других транспортных средствах, при движении которых используется экранный эффект, с получением указанного технического результата. При этом в каждом конкретном случае профиль может быть видоизменен с учетом особенностей аэродинамической компоновки транспортного средства, но в любом случае для обеспечения устойчивости в диапазоне от малых высот с сильным действием экранного эффекта до высот со слабым проявлением влияния опорной поверхности на аэродинамические характеристики профиля и транспортного средства, вплоть до "самолетных" высот полета, профиль включает указанные в независимом пункте формулы изобретения признаки.

Формула изобретения

\ \ \1 1. Аэродинамический профиль крыла экраноплана, содержащий носик и хвостик, соединенные верхним и нижним контурами, формирующими среднюю линию S-образной формы, хорду, соединяющую носик с хвостиком, нижний контур профиля в зоне максимальной толщины профиля выполнен с меньшей, чем у верхнего контура, кривизной, нижний контур хвостика выполнен выпуклым, отличающийся тем, что максимальное расстояние от нижнего контура профиля до хорды расположено от носика профиля на расстоянии, меньшем 0,7 хорды профиля, нижний контур хвостика на расстоянии, равном 0,1 - 0,3 хорды от хвостика профиля, выполнен с радиусом кривизны, равном 0,5 - 4,5 хорды профиля. \\\2 2. Профиль по п.1, отличающийся тем, что нижний контур профиля включает по меньшей мере один прямолинейный участок. \\\2 3. Профиль по п.1 или 2, отличающийся тем, что нижний контур хвостика выполнен с постоянным радиусом кривизны. \\\ 2 4. Профиль по п.1 или 2, отличающийся тем, что нижний контур хвостика выполнен с переменным радиусом кривизны. \\\2 5. Профиль по п.1, или 2, или 4, отличающийся тем, что нижний контур хвостика выполнен с уменьшающимся по мере приближения к задней кромке профиля радиусом кривизны.

РИСУНКИ

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5