Аэродинамика аппарата, движущегося вблизи экрана

Помимо теоретических и экспериментальных исследований осо­бенностей околоэкранной аэродинамики крыла в последние годы за рубежом большое внимание уделяется изучению аэро­динамики экранопланов, выполненных по различным схемам. Целью испытаний моделей, как правило, является определение значений аэродинамических коэффициентов нескольких вариан­тов экраноплана (Су, Сх, Ст и др.), его аэродинамического качества, степени продольной статической устойчивости и иа этой основе выявление оптимальной аэродинамической компо­новки аппарата. Обычно варьируются не только размеры и профиль несущего крыла, но и характеристики концевых шайб,- размеры и расположение хвостового оперения и т. д. Чаще всего испытания носят комплексный характер, т. е. осуществляются в аэродинамической трубе, в опытовом бассейне, на треке; не­редко проводятся эксперименты с кордовыми и радиоуправ­ляемыми моделями экранопланов. Приведем основные резуль­таты некоторых из этих исследований.

В 1971 г. в США Р. Галлингтоном и другими было проведено весьма обширное теоретико-экспериментальное исследование нескольких моделей экранопланов, выполненных по схеме «лета­ющее крыло» с удлинением А = 0,67 у модели I и?. = 0,5 у мо­дели II. Размер моделей колебался от 10 до 50 см. ЦТ всех испы­танных моделей находился в пределах 41—46% хорды крыла.

В соответствии с рекомендациями А. Липпиша, площадь се­чения воздушного канала, образованного нижней поверхностью крыла, концевыми шайбами и опорной поверхностью, на всех моделях уменьшили от носа к корме по линейному закону, при расположении шайб параллельно экрану. Это, по мнению авто­ров, должно было создать постоянное давление воздуха под крылом для обеспечения аппарату продольной устойчивости. Кстати, А. Липпиш н некоторые другие зарубежные специалисты в области экранопланостроения считают применение подобной конфигурации несущего крыла одним из путей решения проб­лемы устойчивости аппаратов.

Модели были снабжены весьма развитым Т — или П-образным хвостовым оперением, закрепленным соответственно иа одной

или двух балках, а также регулируемым закрылком. В целях снижения влияния на горизонтальный стабилизатор экрана воз­душных вихрей, сбегающих с несущего крыла, он был доста­точно сильно приподнят вверх и удален от крыла. Оптимальное место расположения стабилизатора выбрано в результате специ­ально проведенных трубных испытаний модели экраноплана, в процессе которых выявлена система вихрей, сбегающих с крыла в зависимости от относительной высоты его расположения над опорной поверхностью.

Рис. 45. Зависимость аэродинамиче-
ского качества от относительного
расстояния аппарата до экрана.

/ — модель II; 2 — модель I; 3 — теорети-
ческая кривая.

Помимо экспериментальных исследований моделей экраио — плана в аэродинамической трубе (методом зеркального отобра­жения) и небольших самоходных моделей в свободном полете на треке были выведены математические зависимости, позволя­йте определять приближенные теоретические значения коэф­фициентов Су и Сх, а также аэродинамического качества в зави­симости от относительной высоты полета модели над экраном.

Основные результаты исследования приведены на рис. 44. На графике показана зависимость коэффициентов Су и Сх мо­делей I и II от безразмерного расстояния от концевой шайбы до экрана Н — 20 —. Значение коэффициента подъемной силы у мо­дели I несколько выше, чем у модели II, что по-видимому, можно объяснить большим удлинением ее крыла и наличием
отклоненного закрылка. В то же время значение коэффициента Сх у модели II ниже, чем у модели I. Это скорее всего обуслов­лено ее лучшей аэродинамикой и отсутствием отклоненного закрылка.

Предложенные авторами исследования теоретические зави­симости аэродинамических коэффициентов аппарата в функции от относительной высоты полета довольно сильно расходятся с экспериментальными данными (особенно для модели I).

На рис. 45 приведена зависимость значения аэродинамичес­кого качества моделей от Н. Как и следовало ожидать, с умень­шением относительной высоты полета аэродинамическое каче­ство существенно повышается у обеих моделей (в 6—8 раз по сравнению с его значением вдали от экрана). Для модели II, имеющей лучшую аэродинамику, значение К в 2—3 раза выше соответствующих значений аэродинамического качества для модели I. Абсолютное значение К для модели I при Н = 5% равно 10, а при Н = 1,8 % — 16,3. ,

В процессе продувок моделей было зафиксировано макси­мальное значение аэродинамического качества, превышающее /(=34.

Как и для аэродинамических коэффициентов, полученные те­оретические зависимости К от Н довольно сильно отличаются от экспериментальных данных (см. рис. 45).

Испытания самоходных моделей в свободном полете, а затем и радиуправляемых моделей в целом подтвердили предваритель­ные выводы, сделанные на основе продувок моделей. Выполнен­ные исследования позволили установить реальную возможность создания экраноплана по схеме «летающее крыло», обладаю­щего вполне достаточной продольной устойчивостью во всем диапазоне значений высоты. Однако необходимым элементом этого аппарата должно быть развитое хвостовое оперение, достаточно удаленное от крыла по высоте и длине.

Представляет интерес также исследование аэродинамичес­ких характеристик модели экраноплана, выполненное самосто­ятельно Р. Галлингтоном вскоре после окончания предыдущей работы (1971 г.). Предполагалось, что в натуре аппарат будет иметь массу 681 кг, крейсерскую скорость 130 км/ч при высоте волны до 6,3 м; мощность энергетической установки 30 л. с. Р. Галлингтон выбрал для экраноплана схему «летающее крыло» (рис. 46), имеющую, по его мнению, преимущества пе­ред самолетной. Крыло аппарата с удлинением около X = 0,67 оборудовано концевыми шайбами-поплавками, фиксированным закрылком и развитым хвостовым оперением (на рис. 46 оно отсутствует). Отличительными особенностями экрано­плана являются центральный глиссирующий поплавок, неболь­шая рубка, размещенная на верхней поверхности крыла, и реданы, которыми оборудованы центральный и боковые по­плавки.

В экраноплане повторены и прежние решения: особая конфи­гурация крыла, обеспечивающая линейное изменение воздуш­ного канала, сильно развитое Т-образное хвостовое оперение,

закрепленное на крыле с помощью балки вне зоны влияния экрана и крыла, н др.

Модели испытывали в аэродинамической трубе, на корде, в бассейне и на треке. Р. Галлиигтои откровенно признается, что

предусмотренная вначале глиссирующая поверхность в носовой части центрального поплавка оказалась совершенно недоста­точной для парирования пикирующего момента, возникающего
заны и теоретические зависимости этих коэффициентов, рас­считанные по формулам, предложенным Р. Галлингтоном. Сле­дует отметить заметное влияние горизонтального стабилиза­тора аппарата на увеличение значения коэффициента подъемной силы. В то же время на коэффициент лобового сопротивления он влияет незначительно.

Зависимость аэродинамического качества модели экрано — плана в функции от Я (рис. 48), сильно увеличивается по мере приближения модели к экрану. Так, для H — 2 К = 7, а для Я=0,4 значение повышается до К — 22,5, т. е. более чем в три раза.

Максимальное замеренное значение аэродинамического ка­чества равно /С = 28,4, что несколько ниже полученного в пре­дыдущем исследовании. В испытаниях не было обнаружено заметное влияние горизонтального оперения на значение аэро­динамического качества (рис. 48).

Как видно из сопоставления рис. 45 и 48, результаты иссле­дований достаточно близки, что, по-видимому, можно объяснить идентичностью аэродинамической компоновки испытанных мо­делей, характеристиками несущего крыла и однообразием методик испытаний.

Интересная проектно-исследовательская проработка экрано — плаиа была выполнена в 1973 г. французскими специалистами М. Еберсольтом и Л. П. Унгерштеллером. Ценность их иссле­дования заключается в оригинальности конструкции аппарата и в комплексном подходе к анализу его основных пропульсив- ных и технико-экономических характеристик.

Разработанный ими экраноплаи типа «летающее крыло» с консолями (рис. 49) отличается от рассмотренных нами ранее главным образом формой несущего крыла, небольшими стаби­лизирующими воздушными крыльями (консолями) и двумя па­рами подводных крыльев, установленных в оконечностях поп­лавков аппарата. Дугообразная, с переменной кривизной форма несущего крыла заимствована у А. Липпиша, как хорошо заре­комендовавшая себя на экранопланах Х-112 и Х-113. Подводные же крылья предназначены для того, чтобы существенно облег­чить выход аппарата на расчетный режим полета.

В процессе проектной проработки были выбраны следующие значения основных летно-технических характеристик экрано — плаиа: длина — 31 м, размах — 20,2 м, масса — 33 т, полезная нагрузка — 8 т (50 пассажиров и 2,8 т топлива), мощность

энергетической установки — 2700 л. с., скорость полета — 210 км/ч; дальность полета — 1100 км.

Значительное влияние уделено экспериментально-теорети­ческим исследованиям летных характеристик аппарата. В аэро­динамической трубе лаборатории Эйфеля была испытана упро­щенная модель экраноплана с хордой крыла 0,74 м, размахом 0,9 м и относительной толщиной с = 7,3%. На модели отсутст­вовали рубка, хвостовое оперение с винтомоторной группой и подводные крылья. В результате продувок модели были полу-

Рис. 49. Схема экраноплана.

I — кормовое подводное крыло: 2 —
воздушное крыло. 3— винт в на-
садке; 4—хвостовое оперение; 5 —
носовое подводное крыло

чены значения коэффициентов подъемной СИЛЫ Су и лобового сопротивления Сх в функции от угла атаки н относительной вы­соты аппарата над экраном. Результаты продувок модели были затем аппроксимированы следующими простейшими математи­ческими зависимостями, в которых угол атаки выражен в ради­анах.

Су = 0,264— 3,l/i +4,7а;

Сх = 0,0035 + 0,050h + 0,206а.

Из приведенных в исследовании графиков Су и Сх видно, что линейная зависимость их от угла атаки и относительной высоты нарушается для Су лишь в районе углов атаки 2, 1,5, 0 и— Г, а для Сх в районе углов атаки 4, 5, 0 и —1°. Построенный по результатам продувки модели график зависимости значения аэродинамического качества К от угла атаки для различных
относительных значений высоты крыла над экраном приведен на рис. 50. Особенностью этого графика, отличающей его от рассмотренных нами выше, является малая высота установки крыла над экраном, в диапазоне значений h = 0,003-^0,05. Это обусловило и необычно высокое аэродинамическое качество мо­дели (/( = 40-1-50 и более).

Помимо трубных испытаний модели в исследовании были вы­полнены также расчеты состав­ляющих аэродинамического со­противления экраноплапа н по­требных значений мощности его энергетической установки в зави­симости от скорости движения. Расчеты производились на базе рассмотренных модельных испы­таний и результатов исследова­ний других авторов. Причем предполагалось, что гидродина-‘ мическое качество подводных крыльев аппарата /(=10.

Основные результаты анализа показывают, что значение аэро­динамического качества крыла экраноплаиа (корпуса) в про­цессе его разбега постоянно и равно 25. После отрыва от воды оно падает до 18—19, по-видн — мому, вследствие подъема крыла иад поверхностью воды.

На рис. 51 приведены зависи­мости гидродинамического со­противления поплавков и под­водных крыльев, аэродинамиче­ского сопротивления воздушного крыла и сопротивления всего экраноплаиа от скорости его дви­жения. Там же показана и кри­вая зависимости от скорости по­требной мощности аппарата. Аэродинамическое сопротивление экраноплаиа, в процессе его раз­бега, достигает максимального значения при скорости 40— 45 км/ч (в районе «горба» на кривой сопротивления) При ско­рости около 60 км/ч поплавки полностью выходят из воды н аппарат продолжает движение на подводных крыльях до скоро-

сти 140 км/ч, когда заканчивается его разбег. Этой минимальной скорости полета, естественно, соответствует и минимальное зна­чение потребной мощности.

На рис. 51 видно, что для исследуемого экраноплана отно­шение максимального аэрогидродинамического сопротивления к лобовому сопротивлению в полете равно приблизительно 1,7. В то же время у экранопланов Липпиша такое отношение достн-

Рнс. 51. Зависимость гидродинамического и аэродинамического сопротивления экраноплана и потребной мощности его дви­гателей от скорости движения. / — гидродинамическое сопротивление поплавков; 2 — гидродинамиче­ское сопротивление подводных крыльев, 3 — суммарное гидроаэроди — памцческое сопротивление экраноплана, 4 — аэродинамическое сопро­тивление воздушного крыла; 5 — потребная мощность

гает 2,5—3,5. По мнению авторов исследования, это объясняется прежде всего благоприятным влиянием на стартовые характери — тики аппарата подводных крыльев. Последние имеют, как из­вестно, заметно более высокое гидродинамическое качество, чем у глиссирующих лодок или поплавков. Значение этой характе­ристики для подводных крыльев составляет 12—14, в то время как у і^.иссеров и гидросамолетов оно редко превышает 6—8.

Транспортная эффективность разработанного экраноплана будет описана в гл. VI.

Помимо рассмо’ірснньїх за рубежом были выполнены и дру­гие работы но изучению особенностей аэродинамики экранопла­нов.. Однако поскольку они посвящены испытаниям моделей впоследствии созданных аппаратов (А. Липпиша, Ш. Эндо,

В. Корягина и др.), эти исследования отражены в разделах книги, посвященных описанию указанных экранопланов.