Экраноплан

Изобретение относится к экранопланостроению и касается создания гидроэкранопланов с кавернами кавитации в районе концевых шайб крыла. Экраноплан имеет фюзеляж и конструкцию крыла с противоположно расположенными законцовками крыла и парой суперкавитирующих концевых шайб. Каждая шайба вытянута вниз от соответствующей указанной законцовки крыла под указанные фюзеляж и конструкцию крыла ниже фюзеляжа для постоянного погружения в воду во время полета. Носок каждой шайбы выполнен с возможностью создания суперкавитирующей каверны на крейсерской скорости движения, вытянутой по длине шайбы. Для содействия удлинению суперкавитирующей каверны на низких скоростях ниже по потоку от каждого носка могут быть предусмотрены выступающие ребра. Для предотвращения повреждения концевых шайб давлением воды при угле сноса во время полета экраноплана по меньшей мере задние части концевых шайб выполнены смещаемыми в поперечном направлении (например, посредством поворота вокруг вертикальной оси). Это "установление по потоку" концевых шайб выравнивает их по отношению к водному потоку и позволяет делать их более узкими. Технический результат реализации изобретения заключается в создании усовершенствованного экраноплана с концевыми шайбами, способными погружаться или эксплуатироваться в погруженном в воду положении. 4 н. и 36 з.п. ф-лы, 49 ил.

 

Область техники, к которой относится изобретение

Настоящее изобретение относится к крылу летательного аппарата на воздушной подушке, а точнее - к крылу летательного аппарата на воздушной подушке с концевыми шайбами, который эксплуатируется над водой.

Уровень техники

Значительная часть сопротивления транспортного воздушного судна создается индуктивным сопротивлением. Полет вблизи земли или воды с использованием эффекта близости экрана может уменьшить это сопротивление. Разработаны и летают многочисленные летательные аппараты на воздушной подушке.

Предлагались, но никогда не строились некоторые крупные конструкции летательных аппаратов на воздушной подушке. Они кратко рассмотрены в двух отчетах, Peter J.Mantle "Air cushion craft development (First Revision)", DTNSRDC Report 80/012 (4727 revised), January 1980, в дальнейшем называемом отчетом Mantle, и "Wingship investigation" (Advanced Research Projects Agency, 9/30/94), в дальнейшем называемом отчетом Управления (перспективного планирования научно-исследовательских работ).

Поскольку высота суши изменяется значительно, то обычно летательные аппараты на воздушной подушке летают над водой. Чтобы исключить столкновение, все существующие летательные аппараты на воздушной подушке летают над водой на высоте наибольшей ожидаемой волны, к которой добавляется допуск на безопасность полета. Это делается потому, что на крейсерской скорости они будут подвергаться воздействиям чрезвычайно больших ударных сил, вызванных волнами. В отчете Управления сделан вывод о вероятной невозможности расчета основной конструкции и полетных нагрузок, позволяющих выдерживать удар при больших волнах.

Кроме того, в отчете Управления сделан вывод о том, что индуктивное сопротивление возрастает, а подъемная сила, создаваемая скоростным напором повышенной мощности, уменьшается с увеличением высоты концевых шайб над водой. Устройство для получения скоростного напора повышенной мощности направляет струю от двигателей, расположенных перед крылом, под крыло для создания дополнительной подъемной силы на низких скоростях. Вследствие этого выгодно, чтобы концевые шайбы летательного аппарата на воздушной подушке проникали внутрь волн так, чтобы на подошве волны отсутствовал промежуток между нижней частью концевой шайбы и водой. Известные существующие летательные аппараты на воздушной подушке не обладают указанным выше преимуществом, поскольку считается, что невозможно спроектировать проникающие в волны концевые шайбы, которые будут (i) иметь достаточно низкое сопротивление в воде и (ii) будут устойчивыми при ожидаемых углах сноса на расчетной крейсерской скорости.

В результате концевые шайбы существующих летательных аппаратов на воздушной подушке обычно похожи на корпуса с острыми обводами как в высокоскоростных гоночных катамаранах, некоторые из которых имеют уступы для уменьшения трения воды при взлете. Поскольку эти конструкции все же являются относительно толстыми, они подвергаются сильному воздействию ударного давления волн на крейсерской скорости, а также имеют высокое сопротивление. Поэтому эти концевые шайбы проектируют так, чтобы они находились не ниже самой нижней части фюзеляжа летательного аппарата на воздушной подушке. В результате между законцовкой крыла или концевой шайбой и подошвой каждой волны имеется воздушный промежуток, превышающий высоту волны. Это ограничивает их способность к снижению индуктивного сопротивления. Типичные отношения подъемной силы к лобовому сопротивлению для российских самолетов составляют приблизительно 18:1, а анализ в отчете Управления свидетельствует о невозможности существенного повышения этого коэффициента даже для очень больших самолетов в 5000 т (после осуществления изменений, необходимых для пропорционального изменения, установленного анализом). Поскольку отношения подъемной силы к лобовому сопротивлению для летательных аппаратов на воздушной подушке не лучше отношений, получаемых для самолетов, то понятно, почему они никогда не строились серийно.

Конструкцией летательного аппарата на воздушной подушке, в которой достигнут наивысший уровень технического совершенства, является российский экраноплан. Он также описан в отчете Управления. Типичный пример конфигурации экраноплана реализован в "Русском Орленке", показанном на фигурах 1(а)-1(с). В этом летательном аппарате на воздушной подушке из уровня техники турбовентиляторные двигатели 1 расположены на каждой стороне фюзеляжа 2. Эти двигатели 1 используются для получения скоростного напора повышенной мощности путем нагнетания под крыло для повышения подъемной силы крыла 3 во время взлета и посадки, в результате чего снижаются взлетная и посадочная скорости. Турбовинтовой двигатель 4 создает эффективную тягу для крейсерского полета. Горизонтальным стабилизатором 5 регулируют момент тангажа. Водные лыжи 6 (показаны в выпущенном положении) могут быть выпущены для уменьшения ударных нагрузок на корпус при посадке. Концевые шайбы 7 способствуют поддержанию давления под крылом для обеспечения увеличенной подъемной силы, создаваемой за счет скоростного напора повышенной мощности во время взлета и посадки. Поскольку концевые шайбы 7 не вытянуты ниже самой нижней части фюзеляжа 2, эффективный воздушный промежуток 8 между концевыми шайбами 7 и поверхностью 9 воды не меньше промежутка 10 между самой нижней частью фюзеляжа 2 и поверхностью 9 воды. Поэтому способность концевых шайб 7 к снижению индуктивного сопротивления является ограниченной.

На фигурах 2(а) и 2(b) показаны виды сбоку и сверху толстых концевых шайб 7 летательного аппарата на воздушной подушке "Орленок" из уровня техники. На взлете и посадке эти концевые шайбы 7 рассчитаны на глиссирование по поверхности 9 воды в то время, когда фюзеляж 2 все еще поддерживается поверхностью 9 воды. Уступы 12 на нижней поверхности концевых шайб способствуют этому глиссированию. Для уменьшения аэродинамического сопротивления стороны 13 выполнены обтекаемыми.

На странице 411 отчета Mantle раскрыты более тонкие концевые шайбы, используемые в военно-морских силах США, а также описаны модельные исследования летательных аппаратов на воздушной подушке с устройствами для получения скоростного напора повышенной мощности. Эти концевые шайбы были рассчитаны на прохождение сквозь волны, но оказались неустойчивыми на крейсерской скорости при умеренном угле сноса. Даже если эти концевые шайбы не повреждались, их относительно толстые передняя кромка и носовая часть делали сопротивление этих концевых шайб неприемлемо высоким при пересечении волн на высокой скорости.

В отчете W.H.Barkley под названием "Force and spray characteristics of wing endplates penetrating the water surfaces" (General Dynamics/Convair Report GD/C-64-100, April 1964), в дальнейшем называемом отчетом Barkley, раскрыты четыре тонкие концевые шайбы с носками различной формы и различными конфигурациями боковой поверхности. Модели этих конструкций были исследованы в испытательном бассейне, и были измерены подъемная сила, сопротивление и поперечные силы. Когда эти конструкции концевых шайб были пропорционально увеличены до полномасштабных размеров, оказалось, что силы сопротивления, действующие на конструкции Barkley, чрезмерно велики. Скошенная назад нижняя часть трех испытанных конструкций из отчета Barkley создает большой воздушный промежуток и поэтому приводит к увеличению индуктивного сопротивления.

На фигурах 3(а), 3(b) и 3(с) приведены виды сбоку, сверху и увеличенный частичный вид сверху тонких концевых шайб 14 из уровня техники, раскрытых в отчете Barkley и аналогичных использованным на модели в экспериментах военно-морских сил США, упомянутых в отчете Mantle. Как показано на фигуре 3(c), эти тонкие концевые шайбы 14 из уровня техники имеют скругленный носок 15 и параллельные боковые поверхности 16. В отчете Mantle на странице 414 сделан вывод о том, что концевая шайба 14 этого типа с параллельными боковыми поверхностями и скругленным носком будет конструктивно разрушаться на крейсерских скоростях.

На фигурах 4(а)-4(с) показаны виды спереди, сверху и сбоку экспериментальной модели № 4 General Dynamics/Convair, описанной в отчете Barkley. Преимущество этих концевых шайб 55 заключается в небольшой поперечной силе при воздействии умеренного сноса (серия испытаний №5). Однако они подвергаются действию больших поперечных сил при сочетании определенных углов сноса и крена (серия испытаний № 6). Поэтому необходимо, чтобы эти концевые шайбы 55 были довольно толстыми для противодействия поперечной силе, что приводит к большому сопротивлению.

Модель № 4 концевой шайбы, исследованная в отчете Barkley, имела следующие размеры: толщину 1 дюйм (25 мм), рабочую глубину 4 дюйма (100 мм), длину хорды 2 фута (610 мм). При пропорциональном увеличении для глубины 144 дюйма (3,7 м) размеры будут следующими: толщина 36 дюймов (914 мм), глубина 144 дюйма (3,7 м) и длина хорды 72 фута (22 м). Вероятно, прочность такой концевой шайбы будет достаточной, но большая толщина будет создавать излишнее лобовое сопротивление.

В статьях J.W.Moore, включая "Conceptual design study of power augmented ram wing-in-ground effect aircraft" (AIAA Paper 78-1466, Los Angeles, California, August 1978), в дальнейшем называемую отчетом Moore, предложены концевые шайбы, показанные на фигурах 5(а)-5(с) и основанные на модели №4 из отчета Barkley. Из-за высокого сопротивления эти концевые шайбы 57 предназначены для эксплуатации в течение большей части времени над водой, за исключением соударения с каждым одним из тысячи гребней волны на глубине 0,63 фута (192 мм) и 1,4 фута (427 мм) при волнении 3 и 4 балла, соответственно. Вычисленная сила лобового сопротивления каждой концевой шайбы 57 составляет 687000 фунтов (3,06 МН) и 1148000 фунтов (5,11 МН) при глубине погружения 1,4 фута (427 мм) и углах сноса 0° и 10° соответственно. Для двух концевых шайб 57 общее сопротивление будет 1374000 фунтов (6,112 МН) при угле сноса 0° и 2296000 фунтов (10,21 МН) при угле сноса 10°, эквивалентное 88% и 147% общей массы всего летательного аппарата на воздушной подушке (для глубины погружения всего 1,4 фута (427 мм)). Это чрезвычайно большое лобовое сопротивление обусловлено толстым клиновидным носком 58, выбранным "для обеспечения отрывного течения по длине концевой шайбы" при соударении с каждым одним из тысячи гребней волны. Концевые шайбы 57 не рассчитаны и совершенно непригодны для непрерывного погружения на глубину подошвы волны, где сопротивление будет достаточным для подтопления летательного аппарата на воздушной подушке. Дополнительно Moore делает вывод о том, что большая поперечная сила при сносе будет вызывать конструкционный отказ концевой шайбы 57 на глубине погружения 4,3 фута (1300 мм) и скорости 265 узлов (136 м/с) при волнении 4 балла.

Концевые шайбы из уровня техники, рассмотренные выше, обычно имеют очень большое сопротивление и теряют устойчивость при погружении в воду.

В двух дальнейших отчетах, P.R.Ashill "On the minimum induced drag of ground effect wings" (The Aeronautical Quarterly, Royal Aeronautical Society, London, UK, August 1970), в дальнейшем называемом отчетом Ashill, и "Wind-tunnel investigation of single and tandem low-aspect-ratio wings in ground effect" (Lockheed California, March 1964), в дальнейшем называемом отчетом Lockheed, показано, что дополнительные вертикальные шайбы на каждом конце крыла можно использовать для снижения индуктивного сопротивления.

Ashill установил, что индуктивное сопротивление стремится к 0 по мере того как l/b стремится к h/b (где l - расстояние от нижней кромки крыла в месте, соответствующем 1/4 хорды, до низа концевой шайбы, h - расстояние от нижней кромки крыла в месте, соответствующем 1/4 хорды, до подстилающей поверхности и b - размах крыла). Это подтверждено нижеследующей экстраполяцией результатов, обнаруженных на фигурах 17 и 18 отчета Lockheed, воспроизводимых в настоящей заявке в таблицах 1 и 2, где C_l - коэффициент подъемной силы, L/D - отношение подъемной силы к сопротивлению, AR - отношение размеров крыла, h - расстояние между низом концевой шайбы и подстилающей поверхностью, S - площадь крыла и ВВП - двумерный анализ вне влияния поверхности.

Таблица 1 Плоские концевые шайбы, AR=4, глубина концевых шайб=0,15 хорды.
Cl/(L/D)		Общее сопротивление	Индуктивное сопротивление	Индуктивное сопротивление/
0,5/50	ВВП	0,01	0,0	-
0,5/38	0,01	0,01316	0,00316	0,0316
0,5/35	0,02	0,01429	0,00429	0,0303
0,5/30	0,04	0,01667	0,00667	0,0333
Таблица 2 Профильные концевые шайбы, AR=4, глубина концевой шайбы=0,015 хорды.
Cl/(L/D)		Общее сопротивление	Индуктивное сопротивление	Индуктивное сопротивление/
0,5/56	ВВП	0,00893	0,0	-
0,5/40	0,01	0,0125	0,00357	0,0357
0,5/36	0,02	0,0139	0,00497	0,0355
0,5/31	0,04	0,016	0,007	0,035

Из этих результатов видно, что при небольших значениях отношение индуктивного сопротивления к примерно постоянная величина. Поэтому индуктивное сопротивление приближается к нулю при приближении h к нулю.

Используя эту концепцию, можно эффективно приподнять основную конструкцию с тем, чтобы исключить соударения с волнами. Поэтому, если можно будет спроектировать концевые шайбы с достаточной конструктивной прочностью и небольшим сопротивлением для эксплуатации погруженными в воду, можно будет получить летальный аппарат на воздушной подушке с перспективными характеристиками.

Задача изобретения

Задача настоящего изобретения заключается в создании усовершенствованного крыла летательного аппарата на воздушной подушке с концевыми шайбами, способными погружаться, или эксплуатируемыми погруженными в воду.

Сущность изобретения

В одном варианте настоящего изобретения предусмотрено крыло летательного аппарата на воздушной подушке, имеющего фюзеляж и конструкцию крыла с противоположно расположенными законцовками крыла и парой суперкавитирующих концевых шайб, при этом каждая вытянута вниз от соответствующей указанной законцовки крыла под указанные фюзеляж, и конструкцию крыла для погружения в воду во время полета, при этом каждая указанная концевая шайба имеет проксимальную корневую часть, дистальный конец, переднюю часть, включающую в себя носок, определяющий переднюю кромку указанной концевой шайбы и заканчивающийся на боковой грани носка на каждой боковой стороне указанной концевой шайбы, при этом указанный носок выполнен с возможностью создания каверны, вытянутой назад от каждой указанной боковой грани носка между соответствующей указанной боковой стороной концевой шайбы и водой, проходящей поверх указанной концевой шайбы, при условии нулевого сноса на скоростях вплоть до и включая расчетную крейсерскую скорость, при погружении указанной концевой шайбы в воду до расчетной глубины погружения, указанные каверны на указанной крейсерской скорости образуют суперкавитирующую каверну, и заднюю часть, заканчивающуюся на задней кромке, в котором по меньшей мере участок указанной передней части каждой указанной концевой шайбы неподвижен в поперечном направлении по отношению к соответствующей указанной законцовке крыла, а указанная задняя кромка каждой указанной концевой шайбы выполнена смещаемой в поперечном направлении по отношению к соответствующей указанной законцовке крыла водой, протекающей поверх указанной концевой шайбы.

В другом варианте настоящего изобретения предусмотрено крыло летального аппарата на воздушной подушке, имеющего фюзеляж и конструкцию крыла с противоположно расположенными законцовками крыла и парой суперкавитирующих концевых шайб, при этом каждая вытянута вниз от соответствующей указанной законцовки крыла под указанные фюзеляж и конструкцию крыла для погружения в воду во время полета, причем каждая указанная концевая шайба имеет проксимальную корневую часть, дистальный конец, переднюю часть, включающую в себя носок, определяющий переднюю кромку указанной концевой шайбы и заканчивающийся на боковой грани носка на каждой боковой стороне указанной концевой шайбы, при этом указанный носок выполнен с возможностью создания каверны, вытянутой назад от каждой указанной боковой грани носка между соответствующей боковой стороной указанной концевой шайбы и водой, проходящей поверх указанной концевой шайбы, при условии нулевого сноса на скоростях вплоть до и включая расчетную крейсерскую скорость, при погружении указанной концевой шайбы в воду до расчетной глубины погружения, указанные каверны на указанной крейсерской скорости составляют суперкавитирующую каверну, и заднюю часть, заканчивающуюся на задней кромке, в котором указанный носок каждой указанной концевой шайбы выполнен по существу плоским и лежит в плоскости, по существу перпендикулярной к направлению хорды указанной концевой шайбы.

Предпочтительно, чтобы каждая указанная концевая шайба была установлена с возможностью поворота вокруг оси поворота, проходящей по направлению размаха указанной концевой шайбы, а указанная передняя часть каждой указанной концевой шайбы была фиксирована в поперечном направлении на указанной оси поворота.

Крыло летательного аппарата на воздушной подушке может дополнительно содержать средство для активного управления поворотом указанных концевых шайб вокруг соответствующих указанных осей.

В альтернативном варианте указанная передняя часть каждой концевой шайбы выполнена неподвижной, а указанная задняя часть каждой указанной концевой шайбы установлена с возможностью поворота вокруг оси поворота, проходящей по направлению размаха указанной концевой шайбы.

Предпочтительно, чтобы указанная ось поворота каждой указанной концевой шайбы находилась впереди от гидродинамического центра давления указанной концевой шайбы на указанной расчетной крейсерской скорости при погружении указанной концевой шайбы в воду до указанной расчетной глубины погружения.

Предпочтительно, чтобы указанная ось поворота каждой указанной концевой шайбы находилась позади указанной передней кромки на расстоянии, меньшем чем 0,25 длины хорды указанной концевой шайбы на линии размаха, на полпути между указанной корневой частью концевой шайбы и концом.

В другом альтернативном варианте указанная передняя часть каждой указанной концевой шайбы выполнена неподвижной, а указанная задняя часть каждой указанной концевой шайбы выполнена гибкой в поперечном направлении и прикреплена к соответствующей указанной передней части.

Предпочтительно, чтобы указанная задняя часть каждой указанной концевой шайбы была вытянута вперед от гидродинамического центра давления указанной концевой шайбы на указанной расчетной крейсерской скорости при погружении указанной концевой шайбы в воду до указанной расчетной глубины погружения.

Предпочтительно, чтобы указанная задняя часть каждой указанной концевой шайбы имела длину хорды, равную по меньшей мере 0,75 длины хорды указанной концевой шайбы на линии размаха, на середине между указанной корневой частью концевой шайбы и концом.

В еще одном варианте настоящего изобретения предусмотрено крыло летательного аппарата на воздушной подушке, имеющего фюзеляж и конструкцию крыла с противоположно расположенными законцовками крыла и парой суперкавитирующих концевых шайб, при этом каждая вытянута вниз от соответствующей указанной законцовки крыла под указанные фюзеляж и конструкцию крыла для погружения в воду во время полета, причем каждая указанная концевая шайба имеет проксимальную корневую часть, дистальный конец, переднюю часть, включающую в себя носок, определяющий переднюю кромку и выполненный с возможностью создания суперкавитирующей каверны между каждой боковой стороной указанной концевой шайбы и водой, проходящей поверх указанной концевой шайбы, при условии нулевого сноса на расчетной крейсерской скорости, при погружении указанной концевой шайбы в воду до расчетной глубины погружения, заднюю часть, заканчивающуюся на задней кромке, и выступ на каждой противоположной стороне указанной передней части, в ее нижней области и позади указанного носка, для соприкосновения с водой, проходящей за пределами указанной суперкавитирующей каверны, на стороне указанной концевой шайбы выше по потоку, когда указанная концевая шайба подвергается сносу по отношению к воде, проходящей поверх указанной концевой шайбы, и/или на обеих сторонах указанной концевой шайбы, когда указанная концевая шайба погружена сверх указанной расчетной глубины погружения, при этом каждый указанный выступ вытянут по направлению размаха и имеет переднюю поверхность определенной формы для создания стабилизирующего момента при соприкосновении с водой, причем указанная нижняя область имеет длину по указанному направлению размаха, по меньшей мере равную указанной расчетной глубине погружения указанной концевой шайбы.

В еще одном варианте настоящего изобретения предусмотрено крыло летательного аппарата на воздушной подушке, имеющего конструкцию крыла с противоположно расположенными законцовками крыла и парой суперкавитирующих концевых шайб, при этом каждая вытянута вниз от соответствующей указанной законцовки крыла под указанные фюзеляж и конструкцию крыла для погружения в воду во время полета, каждая указанная концевая шайба имеет проксимальную корневую часть, дистальный конец, переднюю часть, включающую в себя носок, определяющий переднюю кромку и выполненный с возможностью создания суперкавитирующей каверны между каждой боковой стороной указанной концевой шайбы и водой, протекающей поверх указанной концевой шайбы, при условии нулевого сноса на расчетной крейсерской скорости, при погружении указанной концевой шайбы в воду до расчетной глубины погружения, и заднюю часть, заканчивающуюся на задней кромке, в котором на протяжении самых нижних 1200 мм указанного носка указанный носок имеет среднюю ширину не больше 0,006 указанной длины хорды и среднюю глубину, измеренную по направлении хорды, не больше 0,83 указанной средней ширины носка.

Носок каждой указанной концевой шайбы в общем случае может быть выполнен в виде треугольной призмы, вытянутой по направлению размаха.

Предпочтительно, чтобы указанная передняя часть каждой указанной концевой шайбы сужалась по направлению к указанному носку.

В предпочтительном варианте осуществления указанный носок каждой указанной концевой шайбы выполнен по существу плоским и лежит в плоскости, по существу перпендикулярной к направлению хорды указанной концевой шайбы.

Предпочтительно, чтобы ширина указанного носка каждой указанной концевой шайбы удовлетворяла уравнению:

где h - ширина носка,

g - ускорение силы тяжести,

H - расчетная глубина погружения указанной концевой шайбы,

L - длина хорды концевой шайбы,

V - расчетная скорость летательного аппарата.

Предпочтительно, чтобы каждая указанная суперкавитирующая каверна имела длину меньше 5 указанных длин хорд по существу во всех местах по направлению размаха в пределах 50% указанной расчетной глубины погружения от указанного конца концевой шайбы.

Предпочтительно, чтобы на протяжении самых нижних 1200 мм указанного носка указанный носок имел среднюю ширину не больше 0,006 указанной длины хорды и среднюю глубину, измеренную по направлению хорды, не больше 0,83 указанной средней ширины носка.

Каждая указанная концевая шайба может быть снабжена выступом на каждой противоположной стороне указанной передней части, в ее нижней области и позади указанного носка, для соприкосновения с водой, проходящей за пределами указанной суперкавитирующей каверны, на стороне указанной концевой шайбы выше по потоку, когда указанная концевая шайба подвергается сносу по отношению к воде, проходящей поверх указанной концевой шайбы, и/или на обеих сторонах указанной концевой шайбы, когда концевая шайба погружена сверх указанной расчетной глубины погружения, при этом каждый указанный выступ вытянут по направлению размаха и имеет переднюю поверхность определенной формы для создания стабилизирующего момента при соприкосновении с водой, указанная нижняя область имеет длину по указанному направлению размаха, по меньшей мере равную расчетной глубине погружения указанной концевой шайбы.

Каждый указанный выступ может быть выполнен в виде щиткового средства, конфигурируемого между убранным положением внутри указанной концевой шайбы и выпущенным положением, при этом оно выступает за указанную концевую шайбу для соприкосновения с водой, проходящей за пределами указанной каверны.

Как вариант каждый указанный выступ выполнен неподвижным.

Предпочтительно, чтобы каждый из указанных выступов имел вогнутую переднюю поверхность, обращенную к указанной передней кромке.

Каждая концевая шайба может быть снабжена убирающимся элементом передней кромки, более широким, чем указанный носок, при этом указанный элемент передней кромки выполнен вытягиваемым вдоль и поверх указанной передней кромки.

Предпочтительно, чтобы указанный элемент передней кромки каждой указанной концевой шайбы имел по существу плоскую переднюю поверхность, лежащую в плоскости, по существу перпендикулярной к указанному направлению хорды указанной концевой шайбы.

Предпочтительно, чтобы каждая концевая шайба на указанном конце была выполнена изогнутой внутрь по направлению к центру летательного аппарата.

Предпочтительно, чтобы каждая указанная концевая шайба была выполнена сужающейся по толщине от указанной корневой части до указанного конца.

Предпочтительно, чтобы указанная задняя кромка каждой указанной концевой шайбы была выполнена скошенной.

Каждая указанная концевая шайба может быть снабжена большим количеством клиновидных элементов, прикрепленных к нижней области ее указанной задней части, при этом нижняя область имеет длину по указанному направлению размаха, по меньшей мере равную расчетной глубине погружения указанной концевой шайбы.

Указанный дистальный конец каждой концевой шайбы может находиться ниже на указанной передней кромке, чем на указанной задней кромке по направлению хорды.

Каждая указанная передняя часть концевой шайбы может быть снабжена парой поддерживающих стоек на противоположных сторонах указанной концевой шайбы, и каждая прикреплена на первом конце к соответствующему указанному крылу, а на втором конце - к указанной концевой шайбе в направлении к указанному концу.

Предпочтительно, чтобы указанный первый конец каждой опорной стойки был выполнен смещаемым по отношению к соответствующему указанному крылу в направлении к соответствующей указанной корневой части концевой шайбы.

Предпочтительно, чтобы указанная передняя часть каждой указанной концевой шайбы была снабжена прорезями впереди указанных выступов, проходящими сквозь ее толщину.

Указанная передняя кромка каждой указанной концевой шайбы может быть выполнена скошенной назад.

Указанная передняя кромка каждой указанной концевой шайбы может находиться впереди передней кромки соответствующего указанного крыла возле указанной корневой части концевой шайбы.

Каждая указанная концевая шайба может быть установлена с возможностью отведения по отношению к указанной законцовке крыла для обеспечения подъема указанной концевой шайбы.

Предпочтительно, чтобы каждая указанная концевая шайба была закреплена на соответствующей законцовке указанного крыла посредством крепежного средства, выполненного с возможностью разъединения при заранее определенной нагрузке.

Каждая указанная концевая шайба может быть установлена на соответствующей законцовке крыла посредством взрывных болтов.

Как вариант нижняя часть каждой указанной концевой шайбы может быть выполнена с возможностью отделения от верхней части соответствующей указанной концевой шайбы при воздействии заранее определенной нагрузки на указанную нижнюю часть.

Фюзеляж и конструкция крыла могут образовывать конструкцию "летающее крыло".

Указанная корневая часть каждой указанной концевой шайбы может быть расположена снаружи и прилегать к соответствующей указанной законцовке крыла с зазором между ними, при этом уплотнение может заполнять указанный зазор между корневой частью концевой шайбы и законцовкой крыла в направлении к верхней поверхности указанной законцовки крыла.

Краткое описание чертежей

Предпочтительные варианты настоящего изобретения будут описаны только для примера со ссылками на сопровождающие чертежи, на которых:

фигура 1(а) - вид спереди летательного аппарата на воздушной подушке "Русский Орленок" из уровня техники,

фигура 1(b) - вид сбоку летательного аппарата на воздушной подушке из фигуры 1(а),

фигура 1(с) - вид сверху летательного аппарата на воздушной подушке из фигуры 1(а),

фигура 2(а) - вид сбоку концевой шайбы летательного аппарата на воздушной подушке из фигуры 1(а),

фигура 2(b) - вид сверху в поперечном сечении концевой шайбы из фигуры 2(а),

фигура 3(а) - вид сбоку концевой шайбы из уровня техники согласно отчету Barkley,

фигура 3(b) - вид сверху в поперечном сечении концевой шайбы из фигуры 3(а),

фигура 3(с) - увеличенный частичный вид сверху в поперечном сечении концевой шайбы из фигуры 3(а),

фигура 4(а) - вид спереди концевой шайбы из уровня техники согласно модели №4 из отчета Barkley,

фигура 4(b) - инверсный вид сверху концевой шайбы из фигуры 4(а),

фигура 4(с) - вид сбоку концевой шайбы из фигуры 4(а),

фигура 5(а) - вид спереди концевой шайбы из уровня техники согласно отчету Moore,

фигура 5(b) - инверсный вид сверху концевой шайбы из фигуры 5(а),

фигура 5(с) - вид сбоку концевой шайбы из фигуры 5(а),

фигура 6(а) - вид спереди летательного аппарата на воздушной подушке в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения,

фигура 6(b) - вид сбоку летательного аппарата на воздушной подушке из фигуры 6(а),

фигура 6(с) - вид сверху летательного аппарата на воздушной подушке из фигуры 6(а),

фигура 7(а) - вид сверху в поперечном сечении концевой шайбы летательного аппарата на воздушной подушке из фигуры 6(а),

фигура 7(b) - частичный вид спереди концевой шайбы из фигуры 7(а) и прилегающей конструкции крыла,

фигура 7(с) - вид сбоку концевой шайбы и конструкции крыла из фигуры 7(b),

фигура 7(d) - частичный вид сверху в поперечном сечении задней части концевой шайбы из фигуры 7(а),

фигура 8 - увеличенный частичный вид сверху в поперечном сечении концевой шайбы из фигуры 7(а),

фигура 9 - частичный вид сверху в поперечном сечении концевой шайбы с плоским носком с показом сил сопротивления в условиях сноса,

фигура 10 - частичный вид сверху в поперечном сечении концевой шайбы со скругленным носком с показом сил сопротивления в условиях сноса,

фигура 11 - график, отображающий зависимость сопротивления от скорости для полностью смоченных и суперкавитирующих концевых шайб,

фигура 12(а) - частичный вид спереди концевой шайбы в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения,

фигура 12(b) - вид сверху в поперечном сечении, сделанном по отрезку А-А, концевой шайбы из фигуры 12(а),

фигура 12(с) - вид сверху в поперечном сечении, сделанном по отрезку В-В, концевой шайбы из фигуры 12(а),

фигура 12(d) - вид сверху в поперечном сечении, сделанном по отрезку С-С, концевой шайбы из фигуры 12(а),

фигура 12(e) - частичный вид сверху в поперечном сечении передней части различных концевых шайб,

фигура 13 - схематичный вид сверху изогнутой концевой шайбы,

фигура 14 - вид сверху в поперечном сечении концевой шайбы из фигуры 12(а), создающей каверну передней кромки,

фигура 15(а) - частичный вид спереди концевой шайбы и прилегающей конструкции крыла с поддерживающими стойками,

фигура 15(b) - вид сбоку концевой шайбы из фигуры 15(а);

фигура 16(а) - вид сбоку концевой шайбы с элементом передней кромки,

фигура 16(b) - частичный вид сверху в поперечном сечении концевой шайбы из фигуры 16(а),

фигура 17(а) - частичный вид сверху в поперечном сечении концевой шайбы со щитками,

фигура 17(b) - вид сбоку концевой шайбы из фигуры 17(а),

фигура 18(а) - частичный вид сверху в поперечном сечении концевой шайбы с неподвижным выступом,

фигура 18(b) - вид сбоку концевой шайбы из фигуры 18(а),

фигура 19(а) - вид спереди в поперечном сечении поддерживающей конструкции концевой шайбы, где сечение выполнено непосредственно перед осью поворота,

фигура 19(b) - частичный вид спереди в поперечном сечении конструкции из 19(а), где сечение выполнено сзади оси поворота,

фигура 19(с) - вид сбоку в поперечном сечении части конструкции из фигуры 19(b),

фигура 20(а) - вид сверху "летающего крыла" в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения,

фигура 20(b) - вид спереди "летающего крыла" из фигуры 20(а),

фигура 20(с) - вид сбоку "летающего крыла" из фигуры 20(а),

фигура 21(а) - вид спереди варианта "летающего крыла",

фигура 21(b) - вид сбоку "летающего крыла" из фигуры 21(а), и

фигура 22 - увеличенный частичный вид сверху в поперечном сечении носка варианта концевой шайбы.

Подробное описание предпочтительных вариантов осуществления

На фигурах 6(а)-6(с) показано крыло летательного аппарата на воздушной подушке в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления настоящего изобретения. Летательной аппарат на воздушной подушке снабжен фюзеляжем 2 и конструкцией 3 крыла с противоположно расположенными законцовками крыла. Ниже фюзеляжа 2 и конструкции 3 крыла пара концевых шайб 17, каждая из которых имеет проксимальную корневую часть 33, нижний или дистальный конец 19, переднюю кромку 20 и заднюю кромку 22, вытянута вниз от обтекателей 34 концевых шайб на законцовках крыла. Как показано на фигуре 6(b), это обеспечивает возможность погружения концевых шайб 17 в воду 26 во время полета при удержании фюзеляжа 2 и конструкции 3 крыла находящимися в воздухе. В полете концевые шайбы обычно должны быть слегка погружены в поверхность 9 воды 26, как раз до подошвы 18 волн 21, показанной штрихпунктирной линией на фигуре 6(b). Поскольку между дистальным концом 19 концевых шайб 17 и водой 26 отсутствует воздушный промежуток, индуктивное сопротивление летательного аппарата на воздушной подушке снижается, в результате чего возрастает отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению летательного аппарата на воздушной подушке. Для поддержания концевых шайб таким образом погруженными необходимо, чтобы передняя кромка 20 концевых шайб 17 проникала внутрь волн 21 на высоту волн 21. В случае концевых шайб из уровня техники это влечет за собой неприемлемо высокое лобовое сопротивление и/или проблемы дивергенции.

На фигурах 7(а)-7(с) показаны виды сверху, спереди и сбоку концевой шайбы 17 в соответствии с предпочтительным вариантом осуществления. Передняя часть 30 концевой шайбы имеет носок 28, определяющий переднюю кромку 20 концевой шайбы. Носку 28 придана форма, обеспечивающая создание заполненной воздухом каверны 25 между каждой боковой стороной концевой шайбы и водой 26, проходящей поверх концевой шайбы 17 при ее нахождении в погруженном состоянии. Эта каверна 25 открыта к поверхности воды и поэтому она вентилируется воздухом с поверхности 9 воды. Носку 28 придана такая форма, что он является суперкавитирующим при условии нулевого сноса (нулевого сноса по отношению к водному потоку) на расчетной крейсерской скорости при концевых шайбах, погруженных в воду до расчетной глубины погружения. По этой причине образуется суперкавитирующая каверна 25, вытянутая назад на протяжении длины концевой шайбы и поэтому заключающаяся ее в оболочку. Поскольку не существует соприкосновения между боковыми поверхностями концевой шайбы и водой 26, кроме как через каверну, то фрикционные силы сопротивления или дивергентные поперечные силы между водой 26 и концевой шайбой 17 отсутствуют. Применительно к этому случаю каверна вытянута по существу на протяжении всей длины концевой шайбы, но смачивание задней кромки все же ограничивает суперкавитирующую каверну.

Профильное сопротивление суперкавитирующей концевой шайбы 17 пропорционально размеру каверны 25. Поэтому для минимизации профильного сопротивления концевую шайбу 17 необходимо проектировать так, чтобы каверна 25 не была намного больше концевой шайбы 17. В таком случае проблема возникает из-за того, что, когда концевая шайба 17 испытывает значительный угол сноса, задняя часть 27 каверны 25 перемещается на одну сторону, вследствие чего вода 26 сталкивается с задней частью 23 концевой шайбы 17. Это приводит к образованию значительной поперечной силы на стороне концевой шайбы выше по потоку, вследствие чего концевую шайбу необходимо проектировать с конструктивной прочностью, достаточной для противостояния этим силам. Как и в уровне техники, это приводит к чрезмерно толстым и жестким конструкциям концевых шайб. Соблюдение конструктивных требований для толстых концевых шайб приводит к большим силам сопротивления, так что реальный выигрыш от снижения сопротивления не достигается.

Смещение задней части 27 каверны 25 при таком сносе, что вода 26 снаружи каверны 25 сталкивается в концевой шайбой, приводит также к появлению сопротивления трения между концевой шайбой 17 и водой 26. Дополнительное сопротивление, возникающее при соприкосновении воды 26 с задней частью 23 концевой шайбы, возрастает с увеличением поперечной силы, действующей на концевую шайбу 17.

Эти трудности преодолены в предпочтительных вариантах осуществления настоящего изобретения путем придания концевой шайбе такой формы, что задняя кромка 22 концевой шайбы 17 выполнена смещаемой в поперечном направлении по отношению к законцовке крыла водой, протекающей поверх концевой шайбы, тогда как по меньшей мере участок передней части концевой шайбы 17 выполнен неподвижным в поперечном направлении. Это создает флюгерный эффект, так что, когда концевая плата претерпевает снос, вода, протекающая поверх концевой шайбы на стороне выше по потоку, будет сообщать поперечную силу задней части 27 концевой шайбы, когда она находится в соприкосновении с водой 26 за пределами каверны 25, смещающую заднюю кромку 22 концевой шайбы по направлению к центру каверны 25, выравнивая заднюю часть 27 концевой шайбы относительно водного потока.

В предпочтительном варианте осуществления настоящего изобретения поперечное смещение задней кромки 22 обеспечивается установкой концевой шайбы 17 с возможностью поворота вокруг оси Р поворота, проходящей по направлению размаха концевой шайбы. Соответственно передняя часть концевой шайбы фиксирована в поперечном направлении на оси Р поворота, при этом обеспечивается возможность поворота концевой шайбы аналогично флюгеру.

Ось Р поворота концевой шайбы должна находиться впереди гидродинамического центра давления концевой шайбы в режиме расчетной крейсерской скорости при погружении концевой шайбы на расчетную глубину, в случае потока, набегающего под углом сноса. Наиболее выдвинутое вперед место нахождения центра давления будет наблюдаться, когда скорость слишком низкая для смачивания концевой шайбы 17 по всей длине, так что кавитация не создается. Для соблюдения этого условия полного смачивания центр давления обычно всегда должен быть отдален больше, чем на 0,25 длины хорды концевой шайбы, назад от передней кромки (особенно в том случае, если задняя часть концевой шайбы длиннее и соответственно более глубоко погружена, чем передняя часть концевой шайбы). Поэтому если ось поворота находится перед этой точкой, например на расстоянии 0,2 длины хорды позади передней кромки, концевая шайба 17 будет флюгером на всех скоростях и будет подвергаться воздействию больших поперечных нагрузок вследствие сноса. При условии, что концевая шайба 17 предполагается жесткой, будет отсутствовать причина для дивергенции. В качестве варианта при некоторых полетных условиях ось Р поворота может находиться сзади гидродинамического центра давления, если поворот концевой шайбы вокруг оси поворота будет активно регулироваться механизмами управления полетом.

Вместо того, чтобы иметь поворот всей концевой шайбы 17 вокруг оси Р поворота, в альтернативном решении имеются неподвижная передняя часть концевой шайбы 17 и задняя часть, установленная с возможностью поворота вокруг оси Р поворота.

Как вариант для поворота задней части концевой шайбы или всей концевой шайбы передняя часть концевой шайбы может быть неподвижной, при этом задняя часть концевой шайбы выполнена гибкой в поперечном направлении и прикреплена к передней части концевой шайбы. Если задняя часть концевой шайбы выполнена гибкой, нижняя погруженная область задней части концевой шайбы может несколько "прогибаться" без необходимости поворота в той же самой степени концевой шайбы 17, как если бы она была жесткой, или вообще без поворота концевой шайбы. Этот "прогиб" стремится выровнять заднюю часть концевой шайбы относительно водного потока, снижая поперечную силу, действующую на концевую шайбу, и результирующее сопротивление. Кроме того, энергия, запасенная в изгибаемой концевой шайбе 17, используется для ее повторного выравнивания при уменьшении угла сноса. В вариантах осуществления, в которых гибкость задней части концевой части полностью используется для ослабления поперечной силы, предпочтительно, чтобы были гибкими по меньшей мере 75% задних частей концевой шайбы при неподвижных 25% передних частей концевой шайбы.

Возрастающее с глубиной давление воды приводит к образованию более узкой каверны 25 на больших глубинах, что требует более тонкой концевой шайбы. Сужение концевых шайб 17 от корневой части 33 к концу 19 способствует достижению нужной гибкости задней части концевых шайб, рассмотренных выше. Передняя кромка 20 концевой шайбы 17 может быть вертикальной или скошенной назад (как показанная пунктиром скошенная передняя кромка 20А на фигуре 7(с)) для уменьшения угла разбрызгивания и повышения устойчивости передней кромки.

Существует разность давлений между обращенными в поперечном направлении внутрь и наружу боковыми поверхностями концевых шайб 17, вызванная подъемной силой, создаваемой конструкцией 3 крыла. Поэтому предпочтительно, чтобы концевые шайбы на передней и задней кромках 20, 22 и на концах 19 концевых шайб были изогнуты внутрь в направлении центра летательного аппарата, особенно если задние части концевых шайб, как описано выше, сделаны гибкими. Концевые шайбы 17 также сужаются по направлению к передней и задней кромкам 20, 22.

При спокойном море и отсутствии ветра летательный аппарата на воздушной подушке летит на такой высоте, что концы 19 концевых шайб находятся несколько ниже поверхности 9 воды 26. Сила тяжести вызывает подъем основания каверны от передней кромки 20 к задней кромке 22. Для усиления этого эффекта концы 19 концевых шайб могут быть больше заглублены на задней кромке 22, чем на передней кромке 20, чтобы нижняя область задней части концевой шайбы всегда находилась в большем соприкосновении с водой, чем нижняя область передней части. Это приводит к добавочному перемещению гидродинамического центра давления назад от оси Р поворота, так что концевая шайба 17 поворачивается и выравнивается по отношению к водному потоку.

Как показано на фигурах 7(с) и 7(d), концевые шайбы могут быть снабжены большим количеством клиновидных элементов 32, закрепленных в нижней области заднего участка 23 концевой шайбы, которые погружены, когда концевая шайба погружена на расчетную глубину погружения. Эти клинья 32 содействуют флюгерному стабилизирующему эффекту, когда концевые шайбы 17 испытывают снос при повышенном угле, который может наблюдаться при возрастании ветра и действии волн. Это вынуждает заднюю часть 27 каверны 25 перемещаться от одной стороны к другой стороне, так что вода сталкивается с клиньями 32. Эти клинья 32 направляют воду на расстояние от боковой поверхности концевой шайбы 17, сохраняя суперкавитирующую каверну. Силы, образованные при соприкосновении клиньев с водой и направленные в стороны, снова поворачивают концевые шайбы 17 вокруг оси Р поворота (или изгибают заднюю часть в вариантах осуществления с неподвижными концевыми шайбами и гибкой задней частью), так что концевая шайба 17 опять выравнивается относительно водного потока и центра каверны 25. Хотя клинья 32 ухудшают профильное сопротивление, было установлено, что общее сопротивление меньше общего сопротивления в случае гладкой поверхности, если скорость летательного аппарата на воздушной подушке больше 100 узлов (51 м/с) при глубине погружения 12 футов (3660 мм). Поскольку клинья 32 вносят дополнительное аэродинамическое сопротивление по сравнению с гладкой поверхностью, покрывать всю поверхность концевых шайб 17 этими клиньями 32 невыгодно, а следует покрывать только нижнюю область задней части 23, где соприкосновение с водой неизбежно.

В случае использования указанных выше механизмов для создания флюгерного стабилизирующего эффекта, выравнивания по меньшей мере задней части 23 концевых шайб 17 относительно водного потока при воздействии сноса исключаются некоторые поперечные силы, механическое повреждение и сопротивление трения между объемом воды и концевыми шайбами.

Указанные выше пассивные механизмы флюгерного типа составляют предпочтительные варианты осуществления настоящего изобретения. Однако при необходимости известные датчики, компьютеры и гидравлические устройства позволяют активно выравнивать концевые шайбы 17 относительно водного потока. Как обсуждалось выше, это особенно уместно в случае, если ось поворота находится слишком далеко сзади, чтобы создавать эффект пассивного флюгера на некоторых небольших скоростях.

Летательные аппараты на воздушной подушке промышленного значения, основные конструкции которых показаны на фигурах 1(а)-1(с) и 6(а)-6(с), имеют расчетную крейсерскую скорость свыше 150 узлов (77 м/с). Для этих относительно высоких скоростей существуют многочисленные формы носков, которые будут создавать суперкавитирующую каверну 25, при погружении концевой шайбы на расчетную глубину (обычно от приблизительно 4 футов (1220 мм) и вплоть до приблизительно 13 футов (4000 мм) при волнении 4 балла), включая вогнутую, выпуклую, клиновидную, полукруговую, параболическую, эллиптическую, в виде дуги окружности и многие другие. Любая из этих форм может обеспечить создание суперкавитирующей каверны, но носком предпочтительной формы, как показано на фигуре 8, является плоский носок 28, лежащий в плоскости, перпендикулярной к направлению хорды концевой шайбы.

На фигуре 9 можно видеть, что плоский носок 28 должен обладать гидродинамической устойчивостью. Когда концевая шайба с плоским носком 28 подвергается сносу с углом α, гидродинамический центр давления, действующего на носок, перемещается к стороне выше по потоку от носка 28. Результирующая сила D сопротивления, которая действует перпендикулярно к плоской поверхности носка 28, создает стабилизирующий отрицательный крутящий момент вокруг центра (CG) тяжести (и оси Р поворота в случае поворотной концевой шайбы). Этот отрицательный крутящий момент приводит к повороту носка концевой шайбы 17 по направлению к поступающему потоку воды, а не от него. Этот стабилизирующий момент служит дополнением к стабилизирующему флюгерному эффекту, рассмотренному выше. Даже при наличии угла сноса водный поток разъединяется на боковых краях 31 носка, создавая суперкавитирующую каверну 25 на краях носка, и оставляет боковые поверхности передней части 30 концевой шайбы не смоченными. Это гарантирует отсутствие поперечных сил, оказывающих воздействие на боковые поверхности передней части 25 концевой шайбы, которые в противном случае создают переменный положительный крутящий момент. Поэтому плоский носок обладает гидродинамической устойчивостью и не подвергается дивергенции.

Стабилизирующий отрицательный крутящий момент плоского носка 28 можно сравнить с дестабилизирующим положительным крутящим моментом полукругового носка 15, показанного на фигуре 10. В случае этой конфигурации гидродинамический центр давления опять перемещается по направлению к стороне выше по потоку от носка 15, но при заданной выпуклой поверхности носка сила D сопротивления, действующая перпендикулярно к поверхности, связанная с силой, создаваемой давлением, действующим на смоченную площадь носка на стороне выше по потоку, создает результирующую силу R с переменным положительным моментом вокруг центра (CG) тяжести. Носок клиновидной формы и носки других форм, которые смачиваются на боковой поверхности, будут почти такими же неустойчивыми.

Кроме того, плоский носок легко и недорого обрабатывать до получения нужной формы. Это важно, поскольку форма носка 28 определяет размер каверны 25, которая, в свою очередь, определяет сопротивление. Если каверна 25 слишком большая, профильное сопротивление будет слишком большим, а если каверна 25 слишком мала, вода 26 будет соприкасаться с боковыми поверхностями концевой шайбы 17, также создавая излишнее сопротивление. При эксплуатации носок 28 будет регулярно получать небольшие повреждения от соударений с небольшими объектами. Эти повреждения могут быть легко устранены непосредственно путем шлифования поврежденной поверхности. При усложненной форме носка требуется удаление и замена поврежденной части.

При плоской форме носка также минимизируется поверхностная кавитация, поскольку вода хорошо осуществляет вентилирование, когда она уходит с прямоугольного угла 31. В противоположность этому выпуклая форма будет, вероятно, претерпевать поверхностную кавитацию, которая будет разъедать и разрушать нужную форму.

Лобовое сопротивление суперкавитирующего профиля пропорционально размеру каверны 25, которую он создает. Хотя плоский носок 28 создает большую каверну 25, чем обтекаемый носок той же самой ширины, каверну нужного размера можно создать посредством плоского носка путем уменьшения ширины носка 28. Поэтому лобовое сопротивление не ухудшается из-за использования носка, не имеющего обтекаемой формы.

Для минимизации лобового сопротивления концевой шайбы толщина плоского носка 20 должна быть выбрана так, чтобы длина суперкавитирующей каверны 25, создаваемой на расчетной крейсерской скорости при погружении шайбы на расчетную глубину погружения, была несколько больше длины хорды концевой шайбы, вследствие чего вся концевая шайба не будет смачиваться, а суперкавитирующая каверна не будет излишне большой, приводящей к большому профильному сопротивлению. Предпочтительная длина суперкавитирующей каверны меньше 5 длин хорды, а особенно меньше 2 длин хорды, на протяжении по меньшей мере 50% погруженной нижней области концевой шайбы.

На модели концевой шайбы согласно предпочтительному варианту осуществления были проведены исследования в высокоскоростном водном канале с переменным давлением и кавитацией при соответствующем пропорциональном изменении чисел Фруда. Полученные экспериментальные данные позволили вывести эмпирические уравнения, которые дают возможность выбрать ширину носка. На основании экспериментальных данных отношение длины каверны к ширине носка может быть выражено как:

где

l - длина каверны,

h - ширина носка,

g - ускорение силы тяжести=32,2 фута/с² (9,81 м/с²),

H - глубина погружения концевой шайбы,

V - скорость летательного аппарата,

ρ - плотность воды, и

C_d - классический коэффициент сопротивления для вентилируемой суперкавитирующей плоской пластины, перпендикулярной к потоку, при этом:

Уравнение (1а) в значительной степени расходится с линеаризованным результатом, приведенным в литературе, например в отчете M.P.Tulin, "The shape of cavities in supercavitating flow" (Proc. 11th Int. Cong. of Appl. Mech., 1964), в дальнейшем называемом отчетом Tulin, в котором в зависимости от модели, использованной при выводе уравнений, l/h=(8/π или π/2)C_d/σ². Вероятно, большое различие можно объяснить эффектами свободной поверхности и силы тяжести.

Используя эмпирическое уравнение (1а) для длины каверны позади плоского носка, получаем ширину носка, необходимую для полного отсутствия смачивания концевой шайбы с хордой длиной L, погруженной на глубину H при скорости V:

Например, для плоского носка шайбы, C_d=0,88 и для H=12 футов (3,7 м), L=60 футов (18,3 м) и V=200 узлов (103 м/с) уравнение (2) дает:

h=0,02 фута (6 мм).

Кроме того, уравнения (1а) и (1b) можно использовать для вывода нижеследующего уравнения, чтобы оценить площадь шайбы, смачиваемой при любых значениях h, H, L и V:

где

S_W - смачиваемая площадь, и

Далее можно показать, что сопротивление (D) концевой шайбы будет:

где

C_f - коэффициент сопротивления трения.

Фигура 11 позволяет сравнить оценки полного сопротивления на различных скоростях для суперкавитирующей концевой шайбы с плоским носком в соответствии с примером (h=0,02 фута, H=12 футов, L=60 футов) и для эквивалентной, полностью смачиваемой концевой шайбы. Опять для плоского носка C_d=0,88. Полное сопротивление для смачиваемой шайбы находится из:

При исследованиях также обнаружено, что максимальная толщина каверны наблюдается приблизительно на половине длины каверны и может быть оценена с помощью следующего эмпирического уравнения:

где

t_max - максимальная толщина каверны.

В отчете Tulin установлено, что форма каверны является приблизительно эллиптической ниже по потоку от тела, создающего каверну, при этом максимальная толщина каверны опять наблюдается приблизительно на половине длины каверны.

Если ширина носка задана в любом вертикальном месте вдоль его размаха, из уравнений (1)-(6) определяются длина каверны и максимальная толщина на глубине H.

При предварительном расчете толщина концевой шайбы может быть выбрана, например, равной 0,75 t_max, с тем, чтобы она полностью находилась внутри каверны. Теперь можно определить поперечное сечение каверны, приняв, что она должна быть эллиптической. Однако ее форму вблизи носка необходимо корректировать для получения хорошо известной теоретической формы каверны позади плоской шайбы.

На фигурах 12(а)-12(d) показана получающаяся конструкция в случае носка 28 постоянной толщины 0,02 фута (6 мм). На фигуре 12(а) показан вид спереди подводной части концевой шайбы, погруженной на 12 футов (3,7 м) от поверхности 9 воды. На фигурах 12(b)-12(d) представлены поперечные сечения, сделанные на поверхности 9 воды (сечение А-А), посередине между поверхностью воды и концом концевой шайбы (сечение В-В) и возле конца 19 концевой шайбы (сечение С-С). Максимальная толщина концевой шайбы в этих трех сечениях равна 1,6 футов (488 мм), 1,25 футов (381 мм) и 1,0 фут (305 мм) соответственно. Эти максимальные значения толщины составляют 75% предсказанной толщины каверны 25, создаваемой носком 28 толщиной 0,02 фута (6 мм) на скорости 250 узлов (129 м/с). Каверна 25 изображена пунктиром и, как можно видеть, начинается возле плоского носка 28 концевой шайбы и продолжается за пределами задней кромки 22 концевой шайбы. Для снижения сопротивления концевая шайба 17 выполнена обтекаемой по направлению к задней кромке 22 на промежутке, приблизительно в 5 раз большем толщины концевой шайбы 17 в точке касания обтекаемой формы.

Как отмечено выше, конструкция, показанная на фигурах 12(а)-12(d), основана на выборе максимальной толщины концевой шайбы, равной 0,75 t_max каверны. В некоторых случаях может потребоваться уменьшить толщину шайбы для достижения полного подсоса воздуха в каверну. Однако при толщине носка 0,02 футов (6 мм) толщину концевой шайбы, вероятно, нельзя сделать намного более тонкой и все же сохранить ее конструктивную целостность. Как описано выше, концевые шайбы 17 подвергаются действию поперечной силы из-за разности давлений воздуха между внутренней стороной и наружной стороной концевых шайб, вызванной подъемной силой крыла. Хотя передняя часть 30 концевой шайбы должна выполняться очень тонкой для нахождения внутри каверны, она должна быть достаточно жесткой в поперечном направлении для противодействия указанной выше поперечной силе. Для получения прочности и жесткости передняя часть 30 концевой шайбы может быть изготовлена из твердой стали или титана. При выполнении передней части 30 концевой шайбы сужающейся ее толщина возрастает с расстоянием от передней кромки 28. В случае высоких разностей давлений, создаваемых большими нагрузками крыла, может быть уместно продолжить переднюю часть 30 концевой шайбы вперед от передней кромки 11 крыла. Таким путем можно получить достаточную толщину и прочность в месте, прилегающем к передней кромке 11 крыла, где разность давлений становится значительной.

В некоторых ситуациях может быть уместно увеличить толщину носка с соответствующим дополнительным сопротивлением, чтобы получить структурно прочную и полностью вентилируемую конструкцию. Следует отметить, что сопротивление носка толщиной 0,02 фута (6 мм) намного ниже сопротивления конструкций из отчетов Barkley и Moore, что сопротивление конструкции плоского носка останется намного ниже сопротивления конструкций Barkley и Moore, даже если ширину носка увеличить в пять или даже в десять раз. В действительности ширину носка необходимо увеличить в 140 раз, чтобы получить сопротивление, равное сопротивлению конструкций Barkley и Moore при работе на глубине погружения 12 футов (3,7 мм) и использовании сопротивления, указанного в их отчете.

На фигуре 12(е) показана передняя концевая часть 30 концевой шайбы 17 из предпочтительного варианта осуществления конструкции, описанной выше, с плоским носком 28, создающим узкую каверну 25. Концевая шайба 17 совмещена с масштабированными вариантами передних частей двух концевых шайб из уровня техники согласно отчетам Barkley и Moore. В модели 1 из отчета Barkley предусмотрена концевая шайба 14 со скругленным носком 15 и передней частью 16, которая имеет толщину, равную 1% длины хорды. Концевая шайба 57 Moore имеет клиновидный носок 58 и переднюю часть толщиной 2,2%. Клиновидный носок (непоказанный) концевой шайбы толщиной 4% в модели №4 из отчета Barkley еще толще. Для сравнения, передняя часть 30 концевой шайбы 17 имеет толщину, равную приблизительно 0,1% длины хорды концевой шайбы 17, при измерении на 1% протяженности хорды концевой шайбы позади передней кромки 28. Это на порядок величины меньше, чем в тонких концевых шайбах из уровня техники, в которых толщина рассчитана на достижение прочности и стойкости, а не гидродинамической устойчивости.

Поскольку эти носки 15, 56, 58 из уровня техники и передние части находятся вне каверны 25 небольшого размера, образованной плоским носком 28 из предпочтительного варианта осуществления настоящего изобретения, для них требуется образовывать непригодные для практического применения большие каверны, которые создают сопротивление по меньшей мере на порядок величины большее, чем концевая шайба 17 с плоским носком, которая при длине 60 футов (18 м) имеет коэффициент лобового сопротивления приблизительно 0,00029 на проектной крейсерской скорости 250 узлов (129 м/с) и расчетной глубине погружения 12 футов (3600 мм). Этот коэффициент лобового сопротивления определяется погруженной площадью концевой шайбы.

Хотя отсутствует причина для дивергенции описанных выше концевых шайб из предпочтительных вариантов осуществления настоящего изобретения, если концевые шайбы (или по меньшей мере их передние части) предполагаются жесткими, но концевые шайбы всегда будут иметь некоторую степень гибкости. На небольших скоростях, когда по меньшей мере участки боковых поверхностей концевой шайбы смачиваются, излишняя гибкость концевой шайбы может вызвать особый вид дивергенции. На фигуре 13 показана концевая шайба 17, стремящаяся согнуться относительно оси Р поворота, когда она подвергается действию сноса при незначительном угле α. Давление воды, действующее на боковую поверхность выше по потоку от любого смоченного участка передней отклоненной части концевой шайбы, будет создавать переменный момент, стремящийся дополнительно отклонить переднюю часть концевой шайбы 17 и потенциально приводящий к дивергенции. Если поперечные силы, действующие на испытывающую снос концевую шайбу, создают неблагоприятный гидродинамический момент на градус сноса, который больше конструктивной жесткости концевой шайбы на градус сноса, то возможна дивергенция.

На фигуре 14 показано поперечное сечение концевой шайбы с каверной 71 длиной l_c, создаваемой носком при небольшой скорости. Каверна 71 вытянута от передней кромки, при этом безотрывное обтекание восстанавливается ниже по потоку, позволяя оставшимся частям боковых поверхностей быть смоченными. Приближенная длина каверны 71 дается уравнениями (1а) и (1b), приведенными выше. Несомненно, что длины каверны передней кромки будет оказывать основное влияние на тенденцию к дивергенции. Например, уравнения (1) и (2) можно использовать, чтобы показать, что в случае H=12 футов (3,7 м) и h=0,02 фута (6 мм) длина l_c каверны будет 12 футов (3,7 м) на скорости 95 узлов (49 м/с). Поэтому для концевой шайбы, ось Р поворота которой находится позади передней кромки концевой шайбы на расстоянии 12 футов (3,7 м), вся передняя часть 30 перед осью Р поворота будет оставаться несмоченной, а неблагоприятный момент не будет создаваться, и, следовательно, дивергенция невозможна.

Величина момента (M) относительно оси Р поворота, находящейся позади передней кромки на расстоянии 12 футов (3,7 м), на градус сноса (α) приблизительно составляет:

где ΔР - разность давлений, приложенных к смоченному участку концевой шайбы перед осью поворота.

В уравнении (7) предполагается, что среднее значение ΔР на концах смоченного участка концевой шайбы имеет центр давления в (12-l_c)/2. Затем предполагается, что ΔP/1/2·ρ·V² является постоянной и не зависит от длины каверны, и если l_c заменить значением, определенным из уравнений (1а) и (1b), уравнение (7) будет следующим:

Максимальное значение М/α в уравнении (8) существует для H=12 футов (3,7 м) и для h=0,02 фута (6 мм) при:

Это означает, что дивергенция не может наблюдаться на скоростях больше 54 узлов, но может происходить на скоростях ниже 54 узлов. Поэтому вероятность дивергенции зависит от способа изготовления концевой шайбы.

Если передние 30% концевой шайбы изготовить из конструктивно жесткого материала, например из титановой оболочки поверх твердой углеродной матрицы, то потребуется строгий анализ для определения того, будет или не будет дивергенция концевой шайбы. Однако эта жесткая конструкция будет приводить к большой массе. Для уменьшения массы желательна более легкая конструкция, однако такая более легкая конструкция будет более гибкой, и, следовательно, дивергенция будет более вероятной в диапазоне низких скоростей.

Одно возможное решение этой проблемы заключается в увеличении толщины носка 28 и, следовательно, общей толщины концевой шайбы 17 с тем, чтобы получить более жесткую конструкцию. Однако это решение имеет недостаток, заключающийся в увеличении сопротивления, которое пропорционально толщине носка.

Предпочтительный способ повышения жесткости передней части 30 концевой шайбы заключается в подкреплении передней части концевой шайбы парой поддерживающих стоек 59, что показано на фигурах 15(а) и 15(b). Стойки 59 расположены на противоположных сторонах концевой шайбы 17, при этом каждая прикреплена на верхнем первом конце к крылу 3, в данном случае к законцовке крыла, а их нижние вторые концы направлены к концу 19 концевой шайбы 17. Эти стойки 59 работают на растяжение и обычно выполнены так, что придают концевым шайбам 17 некоторые характерные черты низкого сопротивления, то есть они являются суперкавитирующими, вентилируемыми, не подверженными дивергенции, с плоским носком, тонким поперечным сечением, сужающимися для размещения внутри полости стоек 59. Верхние концы стоек выполнены смещаемыми относительно крыла 3 по направлению к корневой части 33 концевых шайб, так что на суперкавитирующих скоростях для получения нулевого сопротивления стойки 59 могут быть подтянуты вплотную к концевой шайбе 17, внутрь каверны 25 концевой шайбы 17. Стойки 59 этого типа могут использоваться при любых подводных условиях, когда необходимо низкое сопротивление на высоких скоростях.

Гидродинамический момент относительно оси поворота на определенной низкой скорости зависит от длины каверны 25, создаваемой на этой скорости. Например, если длина каверны продолжается до оси Р поворота, как в приведенном выше примере, то отсутствуют неблагоприятный момент и возможность дивергенции. Следовательно, можно исключить дивергенцию на любой низкой скорости, если ширина носка 28 может быть временно увеличена для возрастания длины каверны 25.

Необходимую толщину плоского носка 28 можно рассчитать так, как указано выше, а любым другим способом отклонения воды в сторону от передней кромки 20 концевой шайбы 17, включая нижеследующий, можно добиться желаемого увеличения размера каверны 25.

На фигурах 16(а) и 16(b) показано временное увеличение ширины носка, которое можно эффективно получить посредством убирающегося элемента 62 передней кромки, который имеет большую ширину по сравнению с шириной носка 28 концевой шайбы и может протягиваться по и на всем протяжении носка 28. Этот элемент передней кромки выполнен по форме более толстого носка 62 из сегментов, соединенных друг с другом в цепочку, так что он может храниться внутри законцовки крыла, а затем выпускаться или убираться посредством зубчатого колеса 63, благодаря которому сегменты носка 62 сдвигаются вниз и вверх по внешней поверхности обычного носка 28. Однако этот механизм является несколько сложным.

Альтернативная конструкция показана на фигурах 17(а) и 17(b), в которой выступающие части в виде щитков 60, конфигурируемых между убранным положением внутри концевой шайбы и выпущенным положением, когда они выходят за пределы концевой шайбы, размещены на каждой противоположной стороне передней части 30 концевой шайбы позади носка 28. На низких скоростях, когда небольшая каверна, создаваемая носком 28, стремится сжаться, щитки соприкасаются с водой, восстанавливая дополнительную более крупную каверну позади щитков 60, которые действуют как большой носок. Предпочтительно, чтобы передняя часть 30 концевой шайбы была снабжена прорезями 67, проходящими сквозь ее толщину, для уменьшения любой дестабилизирующей поперечной силы, создающейся при сносе, если передняя часть 30 перед щитками смачивается. В данном случае передняя часть 30 образована горизонтальными усиливающими пластинами 66 с большими промежутками 67 между пластинами 66 для поперечного потока воды, при этом сохранена поперечная жесткость передней части 30.

Когда концевая шайба подвергается воздействию сноса, даже на суперкавитирующих скоростях, щитки могут быть выпущены, вследствие чего щиток 60 на стороне выше по потоку будет соприкасаться с водой, проходящей за пределами суперкавитирующей каверны. Передняя поверхность щитка 60 выполнена плоской и проходит под прямым углом к линии хорды концевой шайбы, так что давление воды, сталкивающейся со щитком 60, будет создавать стабилизирующий момент. Щитки 60 выпускаются в направлении размаха концевых шайб и необходимы только в нижней погружаемой области концевых шайб.

Однако щитки 60 потенциально приводят к ослаблению конструкции передней части концевой шайбы и являются механически сложными.

При сносе элементарный щиток на или вблизи носка может быть выпущен на одной стороне, когда обнаружен режим сноса, чтобы увеличить ширину каверны и исключить смачивание этой стороны концевой шайбы. Однако во время выпускания щитка результирующая сила, действующая на щиток, будет действовать перед центром тяжести концевой шайбы, создавая в результате некоторый дестабилизирующий момент. На скоростях летательного аппарата на воздушной подушке это будет приводить к повреждению концевой шайбы, если только не сделать ее чрезмерно толстой, что приведет к большому сопротивлению. Поэтому этот вариант не подходит для летательного аппарата на воздушной подушке.

Более простое решение заключается, как показано на фигурах 18(а) и 18(b), в образовании неподвижного выступа 64 на каждой стороне передней части 30 концевой шайбы, эффективно создающего двухступенчатый носок.

Эксперименты в водном канале показали, что размер каверны может быть увеличен на низких скоростях посредством этой пассивной конструкции, которая имеет дополнительное преимущество, заключающееся в увеличении динамической устойчивости на повышенных скоростях.

Как пояснялось выше, для служащих примером размеров концевой шайбы дивергенция наиболее вероятна на скоростях меньше 55 узлов (28 м/с), поскольку каверны 25а передней кромки слишком короткие для уменьшения гидродинамического момента относительно оси Р вращения, являющегося следствием смоченной области перед точкой Р поворота. Эксперименты показали, что, если выступ или второй носок 64, общая ширина которого составляет 0,25 футов (76 мм), расположен ниже по потоку на расстоянии приблизительно 2,5 футов (760 мм) от носка 28 шириной 0,02 футов (6 мм), то вода будет воздействовать на выступ 64 и создавать вторую, более длинную каверну 25b, которая продолжается до оси Р поворота (12 футов назад от передней кромки) на скорости приблизительно 20 узлов (10 м/с). Поэтому возможность дивергенции исключается на скоростях больше, чем приблизительно 15 узлов (8 м/с). По мере повышения скорости каверна 25 передней кромки увеличивается и в конечном счете, на скоростях больше чем приблизительно 100 узлов (51 м/с), каверна 25 передней кромки полностью расходится, а выступ 64 не смачивается, вследствие чего исключается сопротивление выступа 64.

Как и в варианте осуществления из фигур 17(а) и 17(b), передняя часть концевой шайбы, находящаяся перед выступом 64, снабжена прорезями 67, проходящими сквозь толщину концевой шайбы, определяемую горизонтальными усиливающими пластинами 66. Эти пустые промежутки 67 обеспечивают возможность перетекания воды с одной стороны концевой шайбы на другую, и тем самым исключается боковое давление на переднюю часть 30 концевой шайбы, и, следовательно, исключается дивергенция или повреждение при сносе. Они также обеспечивают возможность соприкосновения воды со всей поверхностью выступа 64 для создания большей каверны.

Передней поверхности выступа придана форма, обеспечивающая ему гидродинамическую устойчивость, в данном случае она выполнена вогнутой. При сносе каверна будет перемещаться на одну сторону, а вода на стороне концевой шайбы выше по потоку будет воздействовать на переднюю поверхность выступа на стороне выше по потоку. Центр давления, прикладываемого водой к выступу 64, будет на стороне концевой шайбы выше по потоку, и при условии, что передняя поверхность наклонена вперед, тогда как противоположная скошена назад, результирующая нагрузка, действующая перпендикулярно к вогнутой поверхности, будет создавать стабилизирующий момент относительно оси поворота (и центра силы тяжести), противодействующий любой дивергенции. Вогнутый выступ 64 создает существенно больший стабилизирующий момент, чем эквивалентный плоский выступ, при условии образования достаточно большой каверны.

Дополнительное преимущество выступа этого типа, образующего носок 64 второй ступени, заключается в том, что его можно использовать для снижения общего сопротивления концевой шайбы 17. В случае одноступенчатого носка 28 ширина носка на конце 19 концевой шайбы должна выбираться из условия создания достаточно большой каверны 25 на конце 19 при погружении на расчетную максимальную глубину погружения. Эта ширина носка 28 приблизительно в 6 раз больше соответствующей ширины, которая была бы при эксплуатации исключительно на волне средней высоты. Например, при волнении 4 балла наивысшая волна составляет приблизительно 13,3 фута (4050 мм), но средняя высота волны только 4,2 фута (1280 мм). Если летательный аппарат летит так, что конец концевой шайбы удерживается погруженным как раз на подошве волны средней высоты, то среднее значение глубины погружения составляет 4,2 фута (640 мм).

Поэтому в случае двухступенчатого носка сопротивление можно снизить путем выбора меньшей толщины носка, который будет создавать достаточно большую каверну при глубине погружения 2 фута (610 мм), и использования носка второй ступени для автоматического увеличения размера каверны на повышенных скоростях тем же самым способом, которым автоматически увеличивается размер каверны на низких скоростях. Поскольку сопротивление пропорционально размеру каверны, результатом будет меньшее среднее сопротивление.

Конструкция, используемая для установки концевой шайбы 17 с возможностью поворота в законцовке крыла, предназначенная для вариантов осуществления с поворотом, показана на фигурах 19(а)-19(с) с дополнительной ссылкой на фигуру 7(с). В данном случае установка с возможностью поворота вокруг оси Р поворота обеспечивается посредством выровненных по вертикали подшипников 35, которые обеспечивают возможность поворота концевой шайбы 17 горизонтально при сохранении ее все же вертикальной. Задняя часть концевой шайбы поддерживается конструкцией, которая обеспечивает возможность поворота концевой шайбы 17 из стороны в сторону при сохранении ее все же вертикальной. Установочная конструкция концевых шайб также обеспечивает возможность подъема концевых шайб для исключения повреждения, если в воде посредством гидролокатора или аналогичного прибора обнаружен объект. Кроме того, для уменьшения сопротивления летательного аппарата на воздушной подушке концевые шайбы 17 могут подниматься в порту.

Расположенные горизонтально подшипники 36 находятся на концах стоек 37, 38 и в углах пластины 44 и коробчатого профиля 45. Вертикальные подшипники 35, 43 обеспечивают возможность поворота концевой шайбы 17 и выравнивания ее относительно водного потока. Концевая шайба 17 поднимается при вытягивании гидроцилиндров 39, 48 при одновременном вытягивании гидроцилиндра 40 для сохранения вертикального положения концевой шайбы 17. Благодаря жесткой стойке 41 поддерживается постоянное расстояние между двумя подшипниками 36А и 36В. Жесткая стойка 42 выровнена по вертикали, как и стойка 41, но проходит назад от нижнего подшипника 36А до подшипника 36С (фигура 7(с)). Тем самым концевые шайбы удерживаются от перемещения вперед и назад.

Вертикальное выравнивание концевой шайбы 17 достигается конструкцией, показанной на фигуре 19(b). Эта конструкция соединяет обтекатель концевой шайбы на законцовке крыла с крылом 3 в переднем и заднем положениях, показанных на фигуре 7(с). Пластина 44 скользит внутрь и наружу между роликовыми подшипниками 46, которые находятся между пластиной 44 и коробчатым профилем 45. Разность давлений на концевой шайбе 17 вынуждает концевую шайбу поворачиваться на подшипнике 36D наружу у конца 19 и внутрь в верхней части обтекателя 34 до тех пор, пока верхняя часть обтекателя 34 концевой шайбы не приходит в соприкосновение с упором 49 на верхней части пластины 44.

Упругое уплотнение 50 предотвращает утечку воздуха между верхним краем обтекателя 34 концевой шайбы и крылом 3. Уплотнение находится в верхней части обтекателя 34 концевой шайбы, а не в нижней части, так что давление воздуха, оказывающее воздействие снаружи на обтекатель 34 концевой шайбы, противодействует вращающему моменту от действия давления воздуха на концевую шайбу 17. Это снижает крутящий момент на установочной конструкции концевой шайбы.

Когда концевые шайбы 17 находятся в воде 26, их можно использовать для сохранения направления при передвижении и пилотировании летательного аппарата на воздушной подушке. Гидроцилиндр 47 попеременно перемещает концевую шайбу 17 из стороны в сторону для выравнивания носа и хвостовой части летательного аппарата на воздушной подушке. Тот же самый механизм используется для регулирования выравнивания концевой шайбы 17 на низких докавитационных скоростях, а также во время свободного полета и выполнения операций по созданию скоростного напора повышенной мощности. Подъемная сила крыла во время выполнения этих операций по созданию скоростного напора повышенной мощности больше, чем в уровне техники, поскольку исключение воздушного промежутка 8 предотвращает утечку сжатого воздуха в стороны.

Кроме того, концевые шайбы 17 могут быть прикреплены к законцовкам крыла посредством крепежных средств, например взрывных болтов, рассчитанных на разъединение при заранее определенной нагрузке, которая случается при соударениях концевой шайбы с крупным объектом в воде. В таком случае концевые шайбы 17 отделяются от летательного аппарата на воздушной подушке без причинения ему какого-нибудь повреждения.

В качестве варианта несущие шайбы 17 можно выполнить так, чтобы нижняя часть концевой шайбы при ударе отделялась от верхней части, но при этом верхняя часть оставалась для работы, хотя и неэффективной.

Обтекатель концевой шайбы на законцовке крыла выполнен более толстым по сравнению с концевой шайбой 17 и профилированным в стороны и по вертикали для минимизации аэродинамического сопротивления. Дополнительная толщина обеспечивает дополнительную прочность для передачи нагрузок от мест 35, 43 закрепления к опоре концевой шайбы 17.

В другом варианте осуществления настоящего изобретения летательный аппарат на воздушной подушке выполнен таким образом, что фюзеляж и конструкция крыла образуют аэродинамическую схему "летающее крыло" без отдельного различимого фюзеляжа. Этот вариант осуществления, показанный на фигурах 20(а)-20(с), теоретически является более эффективным в случае более крупных летательных аппаратов на воздушной подушке по сравнению с конструкцией гидросамолета, показанной на фигурах 6(а)-6(с). Концевые шайбы 52 имеют те же самые конструктивные особенности, что и концевые шайбы 17, использованные в конструкции гидросамолета, и они тем же самым способом исключают промежуток между крылом 51 и водой 53.

В схеме "летающее крыло" исключены фюзеляж и хвостовое оперение, в результате чего уменьшаются масса и поверхностное трение. Недостаток "летающего крыла" заключается в том, что оно имеет уменьшенный внутренний объем. Этот недостаток может быть устранен путем увеличения толщины крыла в альтернативном варианте осуществления по фигурам 21(а) и 21(b). Для более толстого крыла 54 необходима регулировка пограничного слоя для уменьшения срыва потока и связанного с ним сопротивления до приемлемого уровня.

Сочетание толстого крыла 54 и проникающих в поверхность концевых шайб обеспечивает полезный высокий коэффициент подъемной силы крыла без чрезмерного увеличения индуктивного сопротивления. Эта конструкция имеет очень высокое отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению.

Хотя во всех описанных выше вариантах осуществления обеспечивается возможность поперечного смещения задней кромки концевой шайбы для получения флюгерного стабилизирующего эффекта, заявитель также исследовал концевые шайбы тех видов, для которых не требуется обеспечивать установку с возможностью поворота или аналогичную, чтобы получить флюгерный эффект.

Как описано выше, летательный аппарат на воздушной подушке обычно летает при постоянном нахождении концевых шайб в воде. Это осуществляется в противоположность описанному в уровне техники и обеспечивает преимущество, заключающееся в весьма значительном уменьшении угла сноса концевых шайб. Например, летательный аппарат на воздушной подушке, летящий полностью над поверхностью воды на скорости 150 узлов (77 м/с) при боковом ветре 40 узлов (21 м/с), будет иметь угол бокового скольжения приблизительно 15°. Однако, если концевые шайбы постоянно находятся в воде, то угол бокового скольжения, создаваемый ветром, отсутствует, а имеется только угол сноса, который создается боковой орбитальной скоростью частиц воды от действия волн. Эта скорость частиц воды на поверхности, вероятно, меньше 5 узлов (2,6 м/с) при волнении 4 балла и создает угол сноса концевой шайбы всего приблизительно 2°. Этот угол дополнительно уменьшается с повышением скорости летательного аппарата на воздушной подушке.

Если теперь выбрать форму носка концевой шайбы так, чтобы длина каверны на крейсерской скорости стала в несколько раз, например в 5 раз, больше длины хорды концевой шайбы, то будет также иметься линейное увеличение ширины каверны. Вследствие уменьшенного угла сноса эта увеличенная ширина каверны теперь может быть достаточной для компенсации небольших углов сноса без смачивания задней части концевой шайбы и без создания дополнительных поперечной силы и сопротивления. В случае каверны, не перемещающейся в поперечном направлении настолько, чтобы повлиять на концевую шайбу, уменьшается необходимость в выравнивании задней части концевой шайбы относительно набегающего водного потока.

Поскольку сопротивление каверны пропорционально ее длине, эта концевая шайба будет иметь более высокое кавитационное сопротивление, чем поворотная концевая шайба, при длине каверны, только несколько большей длины хорды концевой шайбы. Однако имеется преимущество, заключающееся в упрощении конструкции, что является желательным.

Чтобы исключить необходимость поворота концевой шайбы, следует спроектировать носок, достаточно узкий для получения характеристик низкого лобового сопротивления, но все же с возможностью образования суперкавитирующей каверны с длиной, превышающей в несколько раз длину хорды концевой шайбы на расчетной крейсерской скорости, с тем чтобы учесть небольшие углы сноса. Кроме того, носок должен создавать достаточно длинную каверну на низких скоростях для того, чтобы неблагоприятные крутящие моменты относительно центра тяжести концевой шайбы не стремились излишне изгибать переднюю концевую часть концевой шайбы и вызывать дивергенцию.

Хотя носком подходящей формы является плоский носок, рассмотренный выше применительно к описанным вариантам осуществления настоящего изобретения, другие формы также пригодны и могут создавать необходимую суперкавитирующую каверну. Исключительное преимущество плоского носка заключается в том, что он создает стабилизирующий крутящий момент вокруг оси поворота поворотной концевой шайбы, и поэтому устойчивый крутящий момент будет также создаваться вокруг центра тяжести неподвижной концевой шайбы. Каверна, образуемая плоским носком 28, создается на краю 31 плоского носка, так что вся передняя концевая часть 30 концевой шайбы не смачивается.

Однако альтернативные конструкции носков, в которых имеется участок передней концевой части, смоченный по направлению к передней кромке, выше по потоку от места отделения водного потока, где инициируется каверна, также будут приемлемыми, пока длина смоченной передней кромки достаточна мала, чтобы поддерживать результирующие поперечные силы, стремящиеся изогнуть в поперечном направлении переднюю часть концевой шайбы с созданием дивергенции, на контролируемом уровне при больших крейсерских скоростях.

Подходящая форма носка описывается треугольной призмой, напоминающей простой широкий клин с шириной, составляющей 0,006 длины хорды, и максимальной глубиной по направлению хорды меньше 0,83 ширины носка. Это обеспечивает максимальную глубину носка, составляющую 0,005 длины хорды для концевой шайбы максимальной ширины. Такая форма носка показана на фигуре 22, где носок 78 имеет две наклонные поверхности 79. Эти максимальные размеры необходимо использовать только как средние на протяжении самых нижних 4 футов (1200 мм) концевой шайбы, что делает возможной эксплуатацию на расчетной глубине погружения 4 фута (1200 мм). Для больших расчетных глубин погружения эти ограничения, связанные с размерами носка, необходимо использовать на большей протяженности концевой шайбы. Носок должен быть достаточно широким для создания суперкавитирующей каверны на расчетных крейсерских скоростях. Размеры клина, и особенно ограничения по относительной глубине, будут гарантировать поддержание любого смоченного участка на передней кромке достаточно малым при достаточно тупой форме носка.

Другие более обтекаемые формы можно использовать при условии соблюдения ограничений по ширине и глубине, изложенных выше. Однако носки криволинейной формы не являются предпочтительными из-за опасности поверхностной кавитации при высокой крейсерской скорости летальных аппаратов на воздушной подушке. Эта кавитация может создать проблему переменного сопротивления, приводящего к изменяющимся и непредсказуемым размерам каверны. Для оценки устойчивости концевой шайбы с описанным выше носком можно рассчитать минимальную скорость, необходимую для создания каверны, проходящей по меньшей мере до точки на середине хорды концевой шайбы, которая аппроксимирует положение центра тяжести концевой шайбы. Результатом должно быть отсутствие большой смоченной площади перед центром тяжести, которая способствует неблагоприятному изгибу концевой шайбы, вызывающему дивергенцию.

Эта скорость может быть рассчитана путем объединения уравнений 1(а) и 1(b) для получения:

где C_D=0,51 - коэффициент сопротивления клина с указанными выше максимальными размерами (толщина/хорда=1,2),

H=13,32 фута (4060 мм) - максимальная высота волны при волнении 4 балла,

L=60 футов/2=30 футов (9140 мм).

Откуда определяется скорость V: 83 фута/с=49 узлов (25 м/с).

Следовательно, носок описанной формы не будет смочен на передней половине концевой шайбы при низкой скорости 49 узлов (25 м/с). Эта скорость является достаточно низкой, чтобы возникала низкоскоростная дивергенция, создаваемая поперечной силой, действующей на большую смоченную площадь перед центром тяжести концевой шайбы (расположенным на 50% длины хорды).

Носок 78 этой формы имеет небольшую длину смоченного участка (измеряемую по направлению хорды), составляющую 0,005 длины хорды (поскольку смочены только поверхности 79 клиновидного носка), и концевая шайба не будет подвергаться дивергенции на высоких крейсерских скоростях.

Кроме того, носок этой формы имеет небольшую ширину, составляющую 0,006 длины хорды, так что общий коэффициент кавитационного сопротивления равен только 0,006×0,51 (ширине, умноженной на коэффициент сопротивления этого клина)=0,003, что на порядок величины меньше значений, приведенных в источниках из уровня техники.

Поэтому неподвижная неповоротная концевая шайба с этим носком будет весьма удовлетворительной концевой шайбой. Носок этой формы также можно использовать в поворотных концевых шайбах, например в концевых шайбах, описанных выше.

Как описано выше относительно варианта осуществления из фигур 18(а) и 18(b), в случае поворотной концевой шайбы для расширения каверны и исключения дивергенции при сносе можно использовать двухступенчатый носок. Кроме того, выступ 64, образующий носок второй ступени, можно использовать на неподвижной концевой шайбе при условии, что углы сноса небольшие, как в рассмотренном выше случае концевых шайб, постоянно находящихся в воде. Поэтому можно сконструировать неподвижную концевую шайбу с низким сопротивлением, которая не будет подвергаться дивергенции или испытывать снос, если использовать выступ 64, образующий носок второй ступени и постоянное движение концевых шайб в воде.

Передний носок 28 может быть любой формы, подходящей для образования суперкавитирующей каверны на расчетных крейсерских скоростях при концевых шайбах, погруженных до расчетной глубины погружения, однако по некоторым причинам, изложенным выше, предпочтительная форма является плоской. Плоский носок не подвергается воздействию какой-либо поперечной силы, и это особенно важно, когда концевые шайбы выполнены неподвижными и очень узкими для снижения кавитационного сопротивления. Переднему носку 28 необходимо придавать форму, обеспечивающую создание суперкавитирующей каверны, несколько более протяженной, чем длина хорды концевой шайбы, и при этом концевая шайба будет иметь такое же низкое сопротивление, как и поворотная концевая шайба, когда концевая шайба не подвергается сносу.

При сносе выступ 64, образующий носок второй ступени, будет испытывать дополнительное сопротивление, создаваемое давлением воды на носок второй ступени. Однако среднее сопротивление, оказываемое носку 64 второй ступени, будет меньше, и поэтому концевая шайба этого типа является привлекательным объектом выбора, когда желательно исключить сложность поворотных концевых шайб.

1. Экраноплан, имеющий фюзеляж и конструкцию крыла с противоположно расположенными законцовками крыла и парой суперкавитирующих концевых шайб, при этом каждая вытянута вниз от соответствующей указанной законцовки крыла под указанные фюзеляж и конструкцию крыла ниже фюзеляжа для погружения в воду во время полета, причем каждая указанная концевая шайба имеет проксимальную корневую часть, дистальный конец, переднюю часть, включающую в себя носок, определяющий переднюю кромку указанной концевой шайбы и заканчивающийся на боковой грани носка на каждой боковой стороне указанной концевой шайбы, при этом указанный носок выполнен с возможностью создания каверны, вытянутой назад от каждой указанной боковой грани носка между соответствующей указанной боковой стороной указанной концевой шайбы и водой, проходящей поверх указанной концевой шайбы, при условии нулевого сноса на скоростях вплоть до и включая расчетную крейсерскую скорость, при погружении указанной концевой шайбы в воду до расчетной глубины погружения, причем указанные каверны на указанной крейсерской скорости составляют суперкавитирующую каверну, и заднюю часть, заканчивающуюся на задней кромке, в котором по меньшей мере участок каждой указанной концевой шайбы выполнен неподвижным в поперечном направлении по отношению к соответствующей указанной законцовке крыла, а указанная задняя кромка каждой указанной концевой шайбы выполнена смещаемой в поперечном направлении по отношению к соответствующей указанной законцовке крыла водой, протекающей поверх указанной концевой шайбы.

2. Экраноплан, имеющий фюзеляж и конструкцию крыла с противоположно расположенными законцовками крыла и парой суперкавитирующих концевых шайб, при этом каждая вытянута вниз от соответствующей указанной законцовки крыла под указанные фюзеляж и конструкцию крыла ниже фюзеляжа для погружения в воду во время полета, причем каждая указанная концевая шайба имеет проксимальную корневую часть, дистальный конец, переднюю часть, включающую в себя носок, определяющий переднюю кромку указанной концевой шайбы и заканчивающийся на боковой грани носка на каждой боковой стороне указанной концевой шайбы, при этом указанный носок выполнен с возможностью создания каверны, вытянутой назад от каждой указанной боковой грани носка между соответствующей указанной боковой стороной указанной концевой шайбы и водой, проходящей поверх указанной концевой шайбы, при условии нулевого сноса на скоростях вплоть до и включая расчетную крейсерскую скорость, при погружении указанной концевой шайбы в воду до расчетной глубины погружения, причем указанные каверны на указанной крейсерской скорости составляют суперкавитирующую каверну, и заднюю часть, заканчивающуюся на задней кромке, в котором указанный носок каждой указанной концевой шайбы выполнен, по существу, плоским и лежит в плоскости, по существу, перпендикулярной направлению хорды указанной концевой шайбы.

3. Экраноплан по п.1 или 2, в котором каждая указанная концевая шайба установлена с возможностью поворота вокруг оси поворота, проходящей по направлению размаха указанной концевой шайбы, причем указанная ось поворота формирует участок передней части концевой шайбы, выполненный неподвижным в поперечном направлении по отношению к указанной законцовке крыла.

4. Экраноплан по п.3, дополнительно содержащий средство для активного управления поворотом указанных концевых шайб вокруг соответствующих указанных осей поворота.

5. Экраноплан по п.1 или 2, в котором указанная передняя часть каждой указанной концевой шайбы выполнена неподвижной, а указанная задняя часть каждой указанной концевой шайбы установлена с возможностью поворота вокруг оси поворота, проходящей по направлению размаха указанной концевой шайбы.

6. Экраноплан по п.3 или 5, в котором указанная ось поворота каждой указанной концевой шайбы находится впереди от гидродинамического центра давления указанной концевой шайбы на указанной расчетной крейсерской скорости при погружении указанной концевой шайбы в воду до указанной расчетной глубины погружения.

7. Экраноплан по п.3 или 5, в котором указанная ось поворота каждой указанной концевой шайбы находится позади указанной передней кромки на расстоянии, меньшем, чем 0,25 длины хорды указанной концевой шайбы на линии размаха, на полпути между указанной корневой частью концевой шайбы и концом.

8. Экраноплан по п.1 или 2, в котором указанная передняя часть каждой указанной концевой шайбы выполнена неподвижной, а указанная задняя часть каждой указанной концевой шайбы выполнена гибкой в поперечном направлении и прикреплена к соответствующей указанной передней части.

9. Экраноплан по п.8, в котором указанная задняя часть каждой указанной концевой шайбы вытянута вперед от гидродинамического центра давления указанной концевой шайбы на указанной расчетной крейсерской скорости при погружении указанной концевой шайбы в воду до указанной расчетной глубины погружения.

10. Экраноплан по п.8, в котором указанная задняя часть каждой указанной концевой шайбы имеет длину хорды, равную по меньшей мере 0,75 длины хорды указанной концевой шайбы на линии размаха, на полпути между указанной корневой частью концевой шайбы и концом.

11. Экраноплан, имеющий фюзеляж и конструкцию крыла с противоположно расположенными законцовками крыла и парой суперкавитирующих концевых шайб, при этом каждая вытянута вниз от соответствующей указанной законцовки крыла под указанные фюзеляж и конструкцию крыла ниже фюзеляжа для погружения в воду во время полета, причем каждая указанная концевая шайба имеет проксимальную корневую часть, дистальный конец, переднюю часть, включающую в себя носок, определяющий переднюю кромку и выполненный с возможностью создания суперкавитирующей каверны между каждой боковой стороной указанной концевой шайбы и водой, проходящей поверх указанной концевой шайбы, при условии нулевого сноса на расчетной крейсерской скорости, при погружении указанной концевой шайбы в воду до расчетной глубины погружения, заднюю часть, заканчивающуюся на задней кромке, и выступ на каждой противоположной стороне указанной передней части в ее нижней области и позади указанного носка для соприкосновения с водой, проходящей за пределами указанной суперкавитирующей каверны, на стороне указанной концевой шайбы выше по потоку, когда указанная концевая шайба подвергается сносу по отношению к воде, проходящей поверх указанной концевой шайбы, и/или на обеих сторонах указанной концевой шайбы, когда указанная концевая шайба погружена сверх указанной расчетной глубины погружения, при этом каждый указанный выступ вытянут по направлению размаха и имеет переднюю поверхность определенной формы для создания стабилизирующего момента при соприкосновении с водой, причем указанная нижняя область имеет длину по указанному направлению размаха, по меньшей мере равную указанной расчетной глубине погружения указанной концевой шайбы.

12. Экраноплан, имеющий фюзеляж и конструкцию крыла с противоположно расположенными законцовками крыла и парой суперкавитирующих концевых шайб, при этом каждая вытянута вниз от соответствующей указанной законцовки крыла под указанные фюзеляж и конструкцию крыла ниже фюзеляжа для погружения в воду во время полета, причем каждая указанная концевая шайба имеет проксимальную корневую часть, дистальный конец, переднюю часть, включающую в себя носок, определяющий переднюю кромку концевой шайбы и выполненный с возможностью создания суперкавитирующей каверны между каждой боковой стороной указанной концевой шайбы и водой, протекающей поверх указанной концевой шайбы, при условии нулевого сноса на расчетной крейсерской скорости, при погружении указанной концевой шайбы в воду до расчетной глубины погружения, и заднюю часть, заканчивающуюся на задней кромке, в котором на протяжении самых нижних 1200 мм указанного носка указанный носок имеет среднюю ширину не больше 0,006 указанной длины хорды и среднюю глубину, измеренную по направлению хорды, между 0 и 0,83 указанной средней ширины носка.

13. Экраноплан по п.12, в котором указанный носок каждой указанной концевой шайбы выполнен в виде треугольной призмы, вытянутой по направлению размаха.

14. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором указанная передняя часть каждой указанной концевой шайбы выполнена сужающейся по направлению к указанному носку.

15. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором указанный носок каждой указанной концевой шайбы выполнен, по существу, плоским и лежит в плоскости, по существу перпендикулярной направлению хорды указанной концевой шайбы.

16. Экраноплан по п.2 или 15, в котором ширина указанного носка каждой указанной концевой шайбы удовлетворяет уравнению

где h - ширина носка,

g - ускорение силы тяжести,

Н - расчетная глубина погружения указанной концевой шайбы,

L - длина хорды концевой шайбы;

V - расчетная скорость экраноплана.

17. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором указанный носок каждой концевой шайбы сконфигурирован так, чтобы указанная суперкавитирующая каверна, образованная носком, имела длину меньше 5 указанных длин хорд во всех местах по направлению размаха, в пределах 50% от указанной расчетной глубины погружения от указанного конца концевой шайбы.

18. Экраноплан по любому из пп.1, 2 или 11, в котором на протяжении самых нижних 1200 мм указанного носка указанный носок имеет среднюю ширину не больше 0,006 указанной длины хорды и среднюю глубину, измеренную по направлению хорды, не более 0,83 указанной средней ширины носка.

19. Экраноплан по п.1 или 2, в котором каждая указанная концевая шайба снабжена выступом на каждой противоположной стороне указанной передней части, в ее нижней области и позади указанного носка для соприкосновения с водой, проходящей за пределами указанной суперкавитирующей каверны, на стороне указанной концевой шайбы выше по потоку, когда указанная концевая шайба подвергается сносу по отношению к воде, проходящей поверх указанной концевой шайбы, и/или на обеих сторонах указанной концевой шайбы, когда указанная концевая шайба погружена сверх указанной расчетной глубины погружения, при этом каждый указанный выступ вытянут по направлению размаха и имеет переднюю поверхность, сконфигурированную для создания стабилизирующего момента при соприкосновении с указанной водой, причем указанная нижняя область имеет длину по указанному направлению размаха, по меньшей мере равную указанной расчетной глубине погружения указанной концевой шайбы.

20. Экраноплан по п.11 или 19, в котором каждый указанный выступ выполнен в виде щиткового средства, конфигурируемого между убранным положением внутри указанной концевой шайбы и выпущенным положением, при этом оно выступает за указанную концевую шайбу для соприкосновения с водой, проходящей за пределами указанной каверны.

21. Экраноплан по п.11 или 19, в котором каждый указанный выступ выполнен неподвижным.

22. Экраноплан по п.11 или 19, в котором каждый из указанных выступов имеет вогнутую переднюю поверхность, обращенную к указанной передней кромке.

23. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором каждая указанная концевая шайба снабжена убирающимся элементом передней кромки, более широким, чем указанный носок, при этом указанный элемент передней кромки выполнен вытягиваемым вдоль и поверх указанной передней кромки.

24. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором указанный элемент передней кромки каждой указанной концевой шайбы имеет, по существу, плоскую переднюю поверхность, лежащую в плоскости, по существу, перпендикулярной указанному направлению хорды указанной концевой шайбы.

25. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором каждая указанная концевая шайба на указанных передней и задней кромках и на указанном конце выполнена изогнутой внутрь по направлению к центру указанного летательного аппарата.

26. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором каждая указанная концевая шайба выполнена сужающейся по толщине от указанной корневой части к указанному концу.

27. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором указанная задняя кромка каждой указанной концевой шайбы выполнена сужающейся.

28. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором каждая указанная концевая шайба снабжена множеством клиновидных элементов, прикрепленных к нижней области ее указанной задней части, при этом указанная нижняя область имеет длину по указанному направлению размаха, по меньшей мере равную расчетной глубине погружения указанной концевой шайбы.

29. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором указанный дистальный конец каждой указанной концевой шайбы находится ниже на указанной задней кромке, чем на указанной передней кромке, при наблюдении по направлению хорды.

30. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором каждая указанная передняя часть концевой шайбы снабжена парой поддерживающих стоек на противоположных сторонах указанной концевой шайбы и каждая прикреплена на первом конце к соответствующему указанному крылу, а на втором конце - к указанной концевой шайбе в направлении к указанному концу.

31. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором указанный первый конец каждой опорной стойки выполнен смещаемым по отношению к соответствующему указанному крылу в направлении к соответствующей указанной корневой части концевой шайбы.

32. Экраноплан по п.11 или 20, в котором указанная передняя часть каждой указанной концевой шайбы снабжена прорезями впереди указанных выступов, проходящими сквозь ее толщину.

33. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором указанная передняя кромка каждой указанной концевой шайбы выполнена скошенной назад.

34. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором указанная передняя кромка каждой указанной концевой шайбы находится впереди передней кромки соответствующего указанного крыла возле указанной корневой части концевой шайбы.

35. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором каждая указанная концевая шайба установлена с возможностью отведения по отношению к указанной законцовке крыла для обеспечения подъема указанной концевой шайбы.

36. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором каждая указанная концевая шайба закреплена на соответствующей законцовке указанного крыла посредством крепежного средства, выполненного с возможностью разъединения при заранее определенной нагрузке.

37. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором каждая указанная концевая шайба установлена на соответствующей законцовке крыла посредством взрывных болтов.

38. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором нижняя часть каждой указанной концевой шайбы выполнена с возможностью отделения от верхней части соответствующей указанной концевой шайбы при воздействии заранее определенной нагрузки на указанную нижнюю часть.

39. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором указанный фюзеляж и конструкция крыла образуют конструкцию "летающее крыло".

40. Экраноплан по любому из пп.1, 2, 11 и 12, в котором указанная корневая часть каждой указанной концевой шайбы расположена снаружи и прилегает к соответствующей указанной законцовке крыла с зазором между ними и, кроме того, в котором уплотнение заполняет указанный зазор между указанной корневой частью концевой шайбы и указанной законцовкой крыла в направлении к верхней поверхности указанной законцовки крыла.