Аэродинамический профиль крыла экраноплана
Применение: в крыльях и несущих поверхностях экранопланов и т.п. транспортных средствах. Технический результат: расширение диапазона коэффициентов подъемной силы Cууст, в котором обеспечивается собственная устойчивость профиля крыла экраноплана на высотах как с сильным (H < 0,4BА), так и со слабым (H > 0,4BА) проявлением экранного эффекта. Сущность изобретения: аэродинамический профиль содержит носик (4), хвостик 5, соединенные верхним (1) и нижним (2) контурами, формирующими S-образную среднюю линию (3), причем максимальная толщина Cнmax нижнего контура (2) расположена на расстоянии, меньшем 0,7 хорды BА от носика (4) профиля, а нижний контур 2 хвостика (5) выполнен выпуклым на расстоянии (0,1 - 0,3)BА от хвостика (5) профиля и имеет радиус кривизны Rхвн = (0,5 - 4,5)BА. Нижний контур (2) профиля может выполняться по меньшей мере с одним прямолинейным участком, а радиус кривизны Rхвн нижнего контура - как постоянным, так и переменным, уменьшающимся по мере приближения к хвостику (5). 4 з.п. ф-лы, 5 ил.
Изобретение относится к транспортным средствам на динамической воздушной подушке, использующим при движении экранный эффект, обладающим статической устойчивостью в диапазоне высот как с сильным, так и со слабым проявлением экранного эффекта, вплоть до самолетных режимов полета, а именно к аэродинамическому профилю, предназначенному для восприятия экранного эффекта крыла (несущей поверхности) экранопланов и экранолетов.
Из уровня техники известны аэродинамические профили, обладающие собственной статической устойчивостью в зоне действия экранного эффекта, предназначенные для крыльев или несущих поверхностей экранопланов. В статье "Критерии продольной устойчивости экраноплана", автор Р.Д. Иродов, Ученые записки ЦАГИ, т. 1, N 4, с. 63-72, М.: ЦАГИ, 1970 [1], показано, что необходимым условием обеспечения устойчивости является расположение аэродинамического фокуса по высоте XfH, равного частной производной коэффициента момента тангажа mz по коэффициенту подъемной силы cy при постоянном угле тангажа , впереди аэродинамического фокуса по тангажу Xf, равного частной производной коэффициента момента тангажа mz по коэффициенту подъемной силы cy при постоянной высоте H экраноплана над опорной поверхностью: XfH = Xцм- dmz/dcy при = const; (1) Xf = Xцм-dmz/dcy при H = const; (2) XfHXf. (3) В статье "Расчетное исследование влияния параметров профиля на его аэродинамические характеристики вблизи экрана", авторы В.Н. Архангельский, С. И. Коновалов, Труды ЦАГИ, вып. 2304 (1985), с. 12-21 [2], показано, что в зависимости коэффициента подъемной силы профиля от угла тангажа при сохранении постоянной высоты над экраном cy = f(,H) при H=const всегда есть такие углы тангажа *, при которых происходит разрыв в зависимости XfH = f() 2-го рода, т. е. при которых невозможно обеспечить условие (3) в связи с положением фокуса по высоте XfH на бесконечном удалении от профиля, причем при использовании профиля с S-образной средней линией при углах тангажа уст>* имеется диапазон углов тангажа уст, (и коэффициентов подъемной силы cууст, при которых соблюдается необходимое условие устойчивости (3): при уст = уст-* XfHXf; (4) при cууст= cууст- c*y XfH Xf; (5) где уст; cууст- угол тангажа и коэффициент подъемной силы, соответствующие совпадению положений фокусов по высоте и по углу тангажа Использование в экранопланах крыльев с профилем с S-образной средней линией позволило расширить диапазон углов тангажа уст и коэффициентов подъемной силы cууст, при которых обеспечивается необходимое условие устойчивости (3). В результате стало возможным уменьшить статический момент горизонтального оперения и повысить тем самым аэродинамическое качество экранопланов. Однако, при полете на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H=(0,5-2,0BA, где BA - средняя аэродинамическая хорда крыла, как отмечалось в статье "Some nonlinear effects in stability and control of wing-in-cgound effect vehicles", автор Staufenbiel R., "J.Aircraft", 1978, VIII, v. 15, N 8, p. 541-544, [3], устойчивость полета без системы автоматического управления обеспечить не представлялось возможным. Исследованные в работе [2] профили содержат верхний и нижний контуры и среднюю линию S-образной формы, сходящиеся в носике и хвостике профиля, причем нижний контур профиля имеет меньшую, чем у верхнего контура кривизну r= 1/R (где R - радиус кривизны) в средней части профиля и выпуклый нижний контур хвостика. Особенностью рекомендуемых в работе [2] профилей является смещение максимального расстояния cн.max=Cн.max/BA от нижнего контура до хорды профиля (т.е. максимального расстояния от хорды профиля - прямой, соединяющей носик и хвостик профиля - до нижнего контура профиля, измеряемое по перпендикуляру к хорде профиля) в области Xcн.max=0.70-0.95 хорды профиля BA, что обеспечивает большую строительную высоту профиля в хвостовой части и тем самым способствует повышению прочности крыла при одновременном обеспечении собственной статической устойчивости профиля в зоне сильного экранного эффекта. Однако, смещение назад максимальной толщины нижней поверхности cн.max, как показали проведенные исследования, сопровождается незначительным снижением угла тангажа * и коэффициента подъемной силы c*у и существенным уменьшением величин уст, cууст по мере увеличения высоты, в том числе и на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4BA. В результате уменьшаются диапазоны углов атаки уст и коэффициента подъемной силы cууст, а величина коэффициента подъемной силы cyуст на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4BA снижается до величин, при которых аэродинамическое качество становится настолько низким, что для выполнения полета в зоне собственной устойчивости становится необходимым значительное увеличение тяговооруженности экраноплана. Поэтому для обеспечения устойчивости при полетах на высотах со слабым проявлением экранного эффекта приходится использовать систему автоматического управления. Конечно, возможен полет и в режиме ручного пилотирования экранолета, а периодически неустойчивого на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4BA, однако, это требует от пилота большого напряжения, особенно при выполнении длительного полета, и может привести к аварийной ситуации. Таким образом, малый диапазон коэффициентов подъемной силы cууст и низкие величины коэффициента подъемной силы cyуст, при которых соблюдается необходимое условие устойчивости (3), является недостатком известного из работы [2] аэродинамического профиля, принятого за наиболее близкий аналог. Решаемой технической задачей является обеспечение соблюдения необходимого условия устойчивости экраноплана на высотах как с сильным H0,4BA, так и со слабым H>0,4BA проявлением экранного эффекта путем обеспечения собственной устойчивости аэродинамического профиля крыла. Технический результат заключается в расширении диапазона коэффициентов подъемной силы cууст и увеличение предельного коэффициента подъемной силы cyуст, при которых имеется собственная устойчивость экраноплана с крылом с предлагаемым профилем, на высотах со слабым проявлением экранного эффекта H>0,4 при сохранении собственной устойчивости на малых высотах H<0,4. Аэродинамический профиль крыла экраноплана, как и в наиболее близком аналоге [2] , содержит носик и хвостик, соединенные верхним и нижним контурами, среднюю линию S-образной формы, нижний контур профиля имеет в зоне максимальной толщины профиля больший, чем у верхнего контура, радиус кривизны, и выпуклый нижний контур хвостика, но, в отличие от наиболее близкого аналога [2] , максимальное расстояние от нижнего контура до хорды профиля расположено от носика профиля на расстоянии, меньшем 0,7 хорды профиля BA, нижний контур хвостика выполнен выпуклым на расстоянии 0,1-0,3 хорды BA от хвостика профиля и имеет радиус кривизны Rхв, равный 0,5-4,5 хорды BA профиля. Профиль характеризуется тем, что его нижний контур включает по меньшей мере один прямолинейный участок. Профиль крыла может выполняться с постоянным радиусом кривизны нижнего контура хвостика Rхв.н=const. Профиль крыла может также выполняться с переменным радиусом кривизны нижнего контура хвостика Rхв.н=var. При переменной кривизне нижнего контура хвостика предлагается радиус кривизны Rхв.н выполнять уменьшающимся от начала сопряжения по мере приближения к хвостику. Признаки изобретения существенны для решения поставленной технической задачи и достижения технического результата, и являются необходимыми и достаточными для реализации изобретения. Действительно, выполнение аэродинамического профиля крыла экраноплана, содержащим носик и хвостик, соединенные верхним и нижним контурами, среднюю линию S-образной формы обуславливает возникновение диапазона величин углов тангажа уст и коэффициентов подъемной силы cууст, в котором соблюдается необходимое условие устойчивости вблизи экрана. Выполнение нижнего контура профиля с меньшей, чем у верхнего контура кривизной r=1/R (где R - радиус кривизны контура профиля) в зоне максимальной толщины профиля при S-образности средней линии создает условия для реализации экранного эффекта на нижнем контуре и для создания подъемной силы на верхнем контуре профиля. Выполнение профиля с максимальным расстоянием cн.max=Cн.max/BA от нижнего контура до хорды профиля, расположенным на расстоянии менее 0,7 хорды BA от носика, профиля обеспечивает, как показали проведенные исследования, рост предельных коэффициентов подъемной силы c*y ; cууст при незначительном снижении величины предельных углов тангажа *; уст и увеличение диапазона коэффициентов подъемной силы cууст. Выполнение нижнего контура на расстоянии 0,1-0,3 хорды BA от хвостика профиля выпуклым и имеющим радиус кривизны Rхв.н, равным 0,5-4,5 хорды профиля BA, обеспечивает в наибольшей степени реализацию экранного эффекта в связи со снижением потерь аэродинамической подъемной силы из-за разрежения на нижнем контуре в районе задней кромки, происходящего в соответствии с эффектом Вентури, при одновременном сохранении условий для проявления эффекта Вентури в достаточной для обеспечения устойчивости степени. Наличие на нижнем контуре профиля одного прямолинейного участка создает благоприятные условия для торможения потока между нижним контуром и опорной поверхностью, что способствует увеличению подъемной силы на профиле. Наличие нескольких прямолинейных участков позволяет формировать профиль с большой положительной относительной вогнутостью f1 при сохранении верхнего контура профиля и обеспечивает условия для возникновения зоны повышенного давления на нижнем контуре между участками при вогнутости нижнего контура, в результате чего повышается коэффициент подъемной силы вблизи опорной поверхности при том же угле тангажа. Выполнение радиуса кривизны нижнего контура хвостика Rхв.н профиля постоянным (Rхв.н=const) упрощает формирование контура профиля и технологию изготовления профиля крыла при достижении заявленного технического результата. Выполнение нижнего контура хвостика профиля с переменным радиусом кривизны Rхв.н=var создает условия для оптимизации параметров профиля для конкретной аэродинамической компоновки экранолета, а именно, в зависимости от формы крыла в плане, интерференции крыла с поверхностью агрегатов экраноплана и других особенностей аэродинамической компоновки. При этом возможно выполнение радиуса кривизны Rхв.н как возрастающим, так и уменьшающимся по мере приближения к хвостику профиля. Однако более предпочтительным является уменьшение радиуса кривизны нижнего контура хвостика Rхв.н по мере приближения к хвостику профиля в связи с достижением большего проявления эффекта Вентури в хвостовой части нижнего контура профиля. Таким образом, представленные в формуле изобретения признаки являются существенными и образуют совокупность, достаточную для реализации изобретения и достижения технического результата. Изобретение поясняется фиг. 1-5. На фиг. 2 показан профиль, принятый за наиболее близкий аналог. На фиг. 3 дан рекомендуемый профиль. На фиг. 4 показана зона устойчивости углов тангажа = f(H) экраноплана с крылом с известным и предлагаемым профилем. На фиг. 5 показана зона устойчивости коэффициентов подъемной силы сy= f(H) экраноплана с крылом с известным и предлагаемым профилем. Аэродинамический профиль выполнен следующим образом. Аэродинамический профиль содержит верхний 1 и нижний 2 контуры, формирующие среднюю линию 3 S-образной формы (фиг. 2 и 3), носик 4 и хвостик 5, хорду 6 (отрезок прямой, соединяющий носик 4 с хвостиком 5). Нижний контур 2 в средней части профиля может выполняться вогнутым (с центром радиуса кривизны верхнего 1 и нижнего 2 контура, расположенными со стороны нижнего контура 2 профиля), выпуклым или содержащим по меньшей мере один прямолинейный участок 7. Выполнение нижнего контура 2 профиля с несколькими прямолинейными участками 7 расширяет возможности оптимизации параметров профиля. Например, при выполнении нижнего контура 2 профиля с двумя прямолинейными участками 7, расположенными в районе носика 4 и перед хвостиком 5, соединенными между собой вогнутым контуром, на нижнем контуре 2 профиля возникает зона повышенного давления, увеличивающая подъемную силу профиля вблизи экрана при том же угле тангажа. В наиболее близком аналоге, как показано на фиг. 2, положение максимального расстояния cн.max=Cн.max/BA от нижнего контура 2 до хорды 6 профиля смещено к хвостику 5 профиля на расстояние от носика 4, равное Xcн.max= (0,70-0,95)BA, где BA - хорда 6 профиля. В результате линия 8, параллельная прямолинейному участку 7 нижнего контура 2 в средней части профиля, размещена ниже хорды 6, а хвостик 5 профиля - выше линии 8. Это приводит к уменьшению положительной вогнутости f1=F1/B (фиг. 2) и, как показали исследования, уменьшению предельных величин коэффициентов подъемной силы cyуст и c*y при некотором увеличении предельных углов тангажа * и уст. В предлагаемом изобретении хвостик 5 профиля расположен ниже линии 8, параллельной прямолинейному участку 7 нижнего контура 2 в средней части профиля. При этом линия 8 располагается не ниже хорды 6 профиля, а максимальное расстояние cн.max от нижнего контура 2 до хорды 6 профиля смещается в сторону носика 4 профиля: Xcн.max<0,7B. Радиус кривизны Rхв.н нижнего контура хвостика 5 предлагается выполнять в пределах (0,5-4,5)BA хорды 6 профиля, причем радиус кривизны Rхв может выполняться постоянным и переменным, как уменьшающимся, так и увеличивающимся по мере приближения к хвостику 5 профиля. В предпочтительном варианте выполнения нижний контур 2 содержит один прямолинейный участок 7, расположенный в зоне максимальной толщины cmax профиля, вплоть до сопряжения с криволинейным участком нижнего контура 2 хвостика 5 на расстоянии 0,8BA хорды 6 от носика 4 профиля и радиусом нижнего 2 контура хвостика 5, равным Rхв.н=(0,50-4,5)BA хорды 6 профиля. Профиль функционирует следующим образом. При обтекании профиля вблизи экрана над верхним контуром 1 возникает распределение давления, близкое к распределению давления на большой высоте, вне зоны влияния опорной поверхности. Обтекание нижнего контура 2 профиля с S-образной средней линией 3 на большой высоте, вне зоны действия экранного эффекта характеризуется разрежением в хвостовой части профиля, которое приводит к незначительной потере подъемной силы и уменьшению аэродинамического момента профиля при сохранении положения аэродинамического фокуса по тангажу Xf примерно на 25% хорды 6 профиля. По мере приближения к экрану между контуром хвостика 5 профиля с S-образной средней линией 3 и опорной поверхностью возникает разрежение вследствие действия эффекта Вентури, что приводит к смещению центра давления и аэродинамического фокуса по высоте XfH в сторону носика 4 профиля. Подобный характер обтекания сохраняется как на профиле, принятом за наиболее близкий аналог (фиг. 2), так и на предлагаемом профиле (фиг. 3). Зависимость = f(H), представленная на фиг. 4, показывает, что величины предельных углов тангажа * и уст у экраноплана с крылом с известным профилем несколько выше, чем у такого же экраноплана с крылом с предлагаемым профилем. Однако, предельные коэффициенты подъемной силы c*y и сууст, как показано на графике зависимости cy=f(H) на фиг. 5, у экраноплана с крылом с предлагаемым профилем существенно больше, чем у экраноплана с крылом с известным профилем, и достигают величин, при которых аэродинамическое качество достаточное для совершения крейсерских режимов устойчивого полета. При радиусе кривизны Rхв.н нижнего контура 2 профиля, равном (0,5-4,5)BA хорды 6 профиля, расположенном на расстоянии (0,1-0,3)BA хорды 6 от хвостика 5 профиля, как показали исследования, в наибольшей степени проявляется заявленный технический результат. Выполнение нижнего контура 2 хвостика 5 с переменным радиусом кривизны Rхв.н, уменьшающимся по мере приближения к хвостику, обеспечивает возможность оптимизации формы профиля в зависимости от формы крыла, компоновки транспортного средства и аэродинамической интерференции между агрегатами компоновки. Представленной в описании и формуле изобретения информации достаточно для реализации изобретения в экранопланах, экранолетах и других транспортных средствах, при движении которых используется экранный эффект, с получением указанного технического результата. При этом в каждом конкретном случае профиль может быть видоизменен с учетом особенностей аэродинамической компоновки транспортного средства, но в любом случае для обеспечения устойчивости в диапазоне от малых высот с сильным действием экранного эффекта до высот со слабым проявлением влияния опорной поверхности на аэродинамические характеристики профиля и транспортного средства, вплоть до "самолетных" высот полета, профиль включает указанные в независимом пункте формулы изобретения признаки.
Формула изобретения
РИСУНКИ
Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5