RU2729114C1

RU2729114C1 - Экранолёт

Info

Publication number: RU2729114C1
Application number: RU2019136574A
Authority: RU
Inventors: Александр Александрович Крутов; Евгений Александрович Пигусов; Владимир Иванович Черноусов
Priority date: 2019-11-14
Filing date: 2019-11-14
Publication date: 2020-08-04

Abstract

Изобретение относится к летательным аппаратам. Экранолет содержит центроплан с консолями крыла, двухбалочное хвостовое оперение с килями и одним стабилизатором, взлетно-посадочное устройство. Центроплан выполнен с шириной 90-120% от его длины, толщиной 14-16% от его длины, с прямыми передней и задней кромками, балки оперения расположены на продолжении боковых кромок центроплана. Консоли выполнены трапециевидной формы в плане с площадью 20-30% от площади центроплана и содержат поворотные относительно продольных осей трапециевидные законцовки с площадью 1-3% от площади центроплана. Хвостовое оперение выполнено с двумя стабилизаторами, на задней кромке центроплана дополнительно установлены расщепляющиеся поворотные щитки. Консоли крыла оснащены взлетно-посадочной механизацией передней и задней кромки в виде поворотных носков и щелевых закрылков соответственно. Взлетно-посадочное устройство выполнено в виде убирающегося многоопорного колесного шасси. Изобретение направлено на повышение аэродинамического качества. 4 з.п. ф-лы, 13 ил.

Description

Изобретение относится к летательным аппаратам, использующим при полете динамическую воздушную подушку и способным совершать полет как в зоне действия, так и вне зоны действия экранного эффекта (близости опорной поверхности), т.е. к экранолетам.

Известно, что более 90% товаров, доставляемых на дальние расстояния, перевозятся морем. Морские грузовые перевозки недороги, однако имеют значительные недостатки - большая продолжительность транспортировки (вследствие низкой скорости судов и зависимости от погодных условий на маршруте движения) и высокий уровень загрязнений (по уровню выбросов 1 крупный контейнеровоз эквивалентен 51 миллиону автомобилей). Помимо этого, при транспортировке морем не может быть обеспечена достаточная сохранность перевозимых грузов (существует вероятность потери некоторой части контейнеров вследствие погодных условий и других факторов). Единственной альтернативой морскому транспорту при транспортировке грузов на межконтинентальные расстояния сейчас являются воздушные грузовые перевозки. Они характеризуются высокой скоростью, надежностью и предлагают высокий уровень гибкости перевозок. Но стоимость перевозки грузов воздушным транспортом значительно выше. Таким образом, существует актуальная задача создания транспортного средства, сочетающего в себе скорость воздушного транспорта и низкую стоимость перевозки, конкурентную с судами-контейнеровозами.

Данная задача может быть решена путем создания летательного аппарата, использующего при полете динамическую воздушную подушку и способного совершать полет как в зоне действия, так и вне зоны действия экранного эффекта (близости опорной поверхности). Известны положительные свойства экранного эффекта в полете - снижение лобового сопротивления и повышение подъемной силы крыла. Использование этих свойств позволит существенно снизить расход топлива при межконтинентальных перелетах. Задачей этого изобретения является создание эффективной аэродинамической схемы экранолета для перевозки грузов.

Известны транспортные летательные аппараты, использующие при полете динамическую воздушную подушку и способные совершать полет как в зоне действия, так и вне зоны действия экранного эффекта (близости опорной поверхности).

Так, в патенте US №6848650 В2 на изобретение «Ground effect airplane», МПК В64С 29/00, В64С 25/04, B60V 3/08, дата публикации: 1.02.2005 известен грузовой летательный аппарат, содержащий фюзеляж, крыло, вертикальное и горизонтальное оперение, силовую установку, взлетно-посадочное устройство, при этом фюзеляж выполнен прямоугольным в сечении и имеет отъемную носовую часть для загрузки/выгрузки грузов, крыло расположено над фюзеляжем и состоит из прямоугольного центроплана и трапециевидных консолей с выраженным отрицательным поперечным углом V, силовая установка содержит двигатели и воздушные движители, выполненные в виде воздушных винтов, взлетно-посадочное устройство содержит многоопорное колесное шасси. Согласно изобретению, предполагается, что представленный летательный аппарат будет использовать при полете динамическую воздушную подушку и сможет совершать полет как в зоне действия, так и вне зоны действия экранного эффекта (близости опорной поверхности). Недостатком летательного аппарата является то, что взаимное расположение крыла и фюзеляжа, типичное для традиционных самолетов, снижает экранный эффект в полете над опорной поверхностью ввиду высокого расположения крыла. Также, недостатком является большая площадь омываемой поверхности фюзеляжа по сравнению площадью крыла, что вызывает неоправданный рост лобового сопротивления.

Известна аэродинамическая схема «составное крыло», представленная в патенте РФ №2099217 на изобретение «Экранолет, его взлетно-посадочное устройство и привод складывания крыла», МПК B60V 1/08, В64С 39/00, В64С 25/54, В64С 3/56, дата публикации 20.12.1997. На основе данной схемы были созданы экранопланы «Иволга», «Орион-10», «Орион-20». В данном патенте представлен экранолет, содержащий фюзеляж, составное крыло, образованное центропланом и присоединенными к нему консолями, вертикальное и горизонтальное оперение, силовую установку, взлетно-посадочное устройство, при этом центроплан выполнен с отрицательным поперечным углом установки и с обратной стреловидностью по задней кромке, по концам центроплана установлены поплавки, консоли соединены с центропланом со стороны задней кромки центроплана и установлены под положительным поперечным углом, силовая установка содержит, по меньшей мере, один двигатель и один воздушный движитель, выполненный в виде воздушного винта, вал воздушного винта кинематически связан с соответствующим двигателем, взлетно-посадочное устройство содержит поплавки, соединенные с центропланом по схеме катамаран, и, по меньшей мере, один воздушный винт. Согласно изобретению взлет и посадка экранолета осуществляются на воду с помощью взлетно-посадочного устройства, содержащего поплавки. Наличие поплавков, имеющих редан для снижения гидродинамического сопротивления при взлете с воды, является недостатком известного экранолета, так как приводит к повышению лобового сопротивления в полете и увеличивает потребную мощность и расход топлива силовой установки. Известным недостатком аэродинамической схемы также является расположение движителя в носовой части перед центропланом экраноплана - не обеспечивается его защита от брызг воды в полете, кроме того аэродинамическая интерференция движителя и центроплана снижает тягу движителя.

Известен проект экраноплана WSH-1500 (http://www.wingship.com/?page_id=33&ckattempt=1#) разработанный фирмой Wing Ship Technology Corp. (Республика Корея) совместно с Fischer Flugmechanik (Германия) на базе аэродинамической схемы А. Липпиша, воплощенной в известных летательных аппаратах Х-112, Х-113, Х-114 (Белавин Н.И. Экранопланы - Л.: Судостроение, 1977. - 232 с.), отличающихся треугольным крылом с прямой передней кромкой.

На опубликованном изображении проекта WSH-1500 (фиг. 1) представлен экраноплан, содержащий центроплан 1, крыло с консолями 2, двухбалочное хвостовое оперение с килями 3 и стабилизатором 4, взлетно-посадочное устройство. По бокам центроплана установлено взлетно-посадочное устройство в виде обтекаемых поплавков 5, обеспечивающих взлет и посадку. Балки оперения 6 располагаются над задней кромкой центроплана. На балках оперения 6 размещаются стреловидные кили 3, на которых установлен единый стабилизатор 4. Консоли крыла 2 оснащаются фиксированными законцовками 7, отогнутыми вверх. В месте стыковки консоли крыла 2 и законцовки 7 размещаются вспомогательные поплавки 8. Силовая установка 9 размещена на пилоне 10 над задней частью центроплана 1. Недостатком представленной аэродинамической компоновки является место сопряжения балок оперения 4 с верхней поверхностью центроплана, приводящее к появлению местных «диффузорных» отрывов потока, приводящих к росту лобового сопротивления и соответствующему ухудшению аэродинамического совершенства конструкции. Еще одним недостатком, негативно влияющим на аэродинамическое качество представленной схемы, является наличие 4-х поплавков для взлета и посадки на воду - двух поплавков 5 под центропланом 1 и двух поплавков 8 в месте стыка консолей крыла 2 и законцовок 7.

Проект WSH-1500 принят в качестве прототипа.

Задачей и техническим результатом предлагаемого изобретения является разработка аэродинамической схемы экранолета, обеспечивающей повышение аэродинамического качества, и, как следствие, улучшение топливной эффективности.

Решение задачи и технический результат достигаются тем, что в экранолете, содержащем центроплан с консолями крыла, двухбалочное хвостовое оперение с килями и, как минимум, одним стабилизатором, взлетно-посадочное устройство, центроплан выполнен с шириной 90-120% от его длины, толщиной 14-16% от его длины, с прямыми передней и задней кромками, балки оперения расположены на продолжении боковых кромок центроплана, консоли выполнены трапециевидной формы в плане с площадью 20-30% от площади центроплана и содержат поворотные относительно продольных осей трапециевидные законцовки с площадью 1-3% от площади центроплана. Кроме того, хвостовое оперение выполнено с двумя стабилизаторами, на задней кромке центроплана дополнительно установлены расщепляющиеся поворотные щитки, консоли крыла оснащены взлетно-посадочной механизацией передней и задней кромки в виде поворотных носков и щелевых закрылков соответственно, взлетно-посадочное устройство выполнено в виде убирающегося многоопорного колесного шасси.

Для пояснения технической сущности изобретения представлены чертежи, на которых изображено:

Фиг. 1 - экраноплан прототип, изометрический вид;

Фиг. 2 - экранолет, вид сверху;

Фиг. 3-экранолет, вид сбоку;

Фиг. 4 - экранолет, вид спереди;

Фиг. 5 - экранолет, изометрический вид;

Фиг. 6 - экранолет с разделенным стабилизатором, изометрический вид;

Фиг. 7 - расщепляющиеся щитки экранолета в убранном положении, разрез по А-А на фиг. 2;

Фиг. 8 - расщепляющиеся щитки экранолета при повороте в одну сторону, разрез по А-А на фиг. 2;

Фиг. 9 - расщепляющиеся щитки экранолета при повороте в разные стороны, разрез по А-А на фиг. 2;

Фиг. 10 - отклоняемые носки и щелевые закрылки на консолях крыла экранолета в убранном положении, разрез по Б-Б на фиг. 2;

Фиг. 11 - отклоняемые носки и щелевые закрылки на консолях крыла экранолета в выпущенном положении, разрез по Б-Б на фиг. 2;

Фиг. 12 - экранолет, разрез по В-В на фиг. 3;

Фиг. 13 - поворотная законцовка крыла экранолета, вид Г на фиг. 4;

Центроплан 1, изображенный на фиг. 2-6, имеет прямоугольную форму в плане с хордой b и шириной, равной 90-120% b, относительную толщину используемых двояковыпуклых профилей 14+16%, переднюю и заднюю кромки без стреловидности. Центроплан является основным несущим элементом предлагаемой аэродинамической схемы и предназначен для размещения грузов 12 и топливного бака 13, изображенных на фиг. 12. В носовой части центроплана размещены грузовые люки 14 для загрузки грузов 12 и гондола 15 для размещения экипажа экранолета, изображенные на фиг. 2, 4, 5, 6.

На задней кромке центроплана 1 установлены расщепляющиеся щитки 16, 17 (верхние и нижние соответственно, фиг. 2, 5, 6, 7, 8, 9) с относительной хордой 10-15% от длины центроплана 1, имеющие возможность поворачиваться на угол до δ₁=δ₂=δ₃=40÷50° в одну (рис. 8) либо разные стороны (рис. 9) относительно осей, параллельных задней кромке центроплана 1. Щитки 16, 17 предназначены для повышения несущих свойств на взлетно-посадочных режимах, аэродинамического торможения на пробеге после посадки и адаптации распределения давления на центроплане 1 к полету на разных высоте в условиях действия экранного эффекта.

Консоли крыла 2 трапециевидной формы в плане, изображенные на фиг. 2, 4, 5, 6, характеризуются суммарной площадью 20÷30% (от площади центроплана), корневой хордой 0.3÷0.4 b, удлинением 3÷4, сужением 2÷3, двояковыпуклыми профилями с относительной толщиной 10÷13%, углом стреловидности по передней кромке 10÷20° и удалением от носка центроплана 1 до носка корневого сечения консоли крыла 2 по длине 0.4÷0.5 b и по высоте -0.01÷-0.05. Консоли крыла 2 создают до 30% подъемной силы крыла в крейсерском полете, а также оснащены взлетно-посадочной механизацией в виде поворотных носков 18 и щелевых закрылков 19, изображенных на фиг. 2, 5, 6, 10, 11.

Консоли крыла 2 дополняются трапециевидными законцовками 7 (фиг. 2, 3, 4, 5, 6, 13) увеличенной на 15÷20° стреловидности с суммарной относительной площадью 1-3%. Законцовки 7 имеют возможность изменять угол наклона в поперечной плоскости ψ_ЗК на 70÷90° (фиг. 10) путем вращения относительно осей, параллельных продольной оси экранолета, для улучшения аэродинамического качества на малой высоте полета. Отклонение законцовок происходит таким образом, чтобы зазор между нижним краем законцовки и поверхности экрана был постоянным, в том числе в случае совершения поворота с креном.

Балки оперения 6 (фиг. 2, 3, 4, 5, 6), на которых размещено хвостовое оперение, содержащее кили 3 и стабилизатор 4, располагаются на продолжении боковых кромок 11 центроплана 1, причем переход осуществляется плавно, без стыков. Такое размещение балок оперения 6 обеспечивает уменьшение «диффузорного эффекта» в сравнении с прототипом, где балки оперения 6 выходят из верхней поверхности центроплана 1.

Два киля 3 (фиг. 3, 4, 5, 6) трапециевидной формы с суммарной относительной площадью 12÷18%), корневой хордой 0.25÷0.3 b, удлинением 1.1÷1.3, сужением 1.1÷1.3, симметричными профилями с относительной толщиной 10÷11%, углом стреловидности по передней кромке 30÷40° содержат рули направления 20 (фиг. 3, 5, 6) с площадью 20-30% относительно площади килей 3. Удаление килей 3 от носка центроплана 1 на 1.2÷1.3 b обеспечивает достаточную боковую устойчивость аэродинамической схемы.

Стабилизатор 4 (фиг. 2, 4, 5) с суммарной относительной площадью 18-23%, корневой хордой 0.18÷0.25 b, удлинением 9-11, сужением 2÷2.5, симметричными профилями с относительной толщиной 9÷10%), углом стреловидности внешних секций по передней кромке 27-33° содержит рули высоты 21 (фиг. 2, 5) с площадью 20÷30% относительно площади стабилизатора 4. Удаление стабилизатора 4 от носка центроплана 1 на 1.4÷1.5 b обеспечивает достаточную продольную статическую устойчивость аэродинамической схемы. Возвышение стабилизатора 4 на 0.3÷0.4 b над центропланом 1 позволяет минимизировать влияние экранного эффекта на характеристики продольной устойчивости.

Силовая установка 9 (фиг. 2, 3, 4, 5, 6) размещается на обтекаемых пилонах 10 (фиг. 3, 5, 6) над задней частью центроплана 1. Такое размещение обеспечивает защиту силовой установки 9 от и попадания посторонних предметов (мусор на взлетно-посадочной полосе, брызги воды и др.).

Стабилизатор может быть выполнен разделенным на две отдельных плоскости. При этом на законцовках килей устанавливаются два стабилизатора 22 (фиг. 6) стреловидной формы с суммарной относительной площадью 12-18%, корневой хордой 0.18÷0.25 b, удлинением 5-6, сужением 2.2÷2.8, симметричными профилями с относительной толщиной 9÷10%, углом стреловидности по передней кромке 27-33° содержат рули высоты 23 (фиг. 6) с площадью 20÷30% относительно площади стабилизаторов 22.

Взлетно-посадочное устройство состоит из убирающегося многоопорного колесного шасси 24 (фиг. 3, 4, 5, 6), установленного в 2 ряда параллельно продольной оси экранолета под центропланом 1 и обеспечивает взлет, посадку и безопасное движение по взлетно-посадочной полосе. Для повышения поперечной устойчивости при взлете и посадке с боковым ветром устанавливаются вспомогательные опоры шасси 25 (фиг. 4) вблизи боковых кромок 11 центроплана 1.

В результате расчетных и экспериментальных исследований описанной аэродинамической схемы достигнут технический результат - повышение аэродинамического качества.

Степень раскрытия устройства экранолета достаточна для реализации изобретения в промышленности с достижением заявленного технического результата.

Перечень позиций и обозначений к изобретению «Экранолет»:

1 - центроплан

2 - консоль крыла

3 - киль

4 - стабилизатор

5 - поплавки под центропланом

6 - балка оперения

7 - законцовки

8 - вспомогательные поплавки

9 - силовая установка

10 - пилон

11 - боковая кромка центроплана

12 - груз

13 - топливный бак

14 - грузовые люки

15 - гондола экипажа

16 - расщепляющийся щиток верхний

17 - расщепляющийся щиток нижний

18 - отклоняемый носок

19 - щелевой закрылок

20 - руль направления

21 - руль высоты

22 - разделенный стабилизатор

23 - рули высоты разделенного стабилизатора

24 - многоопорное колесное шасси

25 - вспомогательные опоры шасси

Claims

1. Экранолет, содержащий центроплан с консолями крыла, двухбалочное хвостовое оперение с килями и, как минимум, одним стабилизатором, взлетно-посадочное устройство, отличающийся тем, что центроплан выполнен с шириной 90-120% от его длины, толщиной 14-16% от его длины, с прямыми передней и задней кромками, балки оперения расположены на продолжении боковых кромок центроплана, консоли выполнены трапециевидной формы в плане с площадью 20-30% от площади центроплана и содержат поворотные относительно продольных осей трапециевидные законцовки с площадью 1-3% от площади центроплана.

2. Экранолет по п. 1, отличающийся тем, что хвостовое оперение выполнено с двумя стабилизаторами.

3. Экранолет по п. 1, отличающийся тем, что на задней кромке центроплана дополнительно установлены расщепляющиеся поворотные щитки.

4. Экранолет по п. 1, отличающийся тем, что консоли крыла оснащены взлетно-посадочной механизацией передней и задней кромки в виде поворотных носков и щелевых закрылков соответственно.

5. Экранолет по п. 1, отличающийся тем, что взлетно-посадочное устройство выполнено в виде убирающегося многоопорного колесного шасси.