Проблема устойчивости вппвратв, движущегося вблизи экрана

Одной из важнейших и сложных проблем в создании экранопла — иов является проблема обеспечения устойчивости их полета. По мнению многих зарубежных специалистов, работающих в об­ласти экраноплаиостроения, данная проблема не может быть решена лишь выбором соответствующей аэродинамической ком­поновки аппарата, его центровки и т. п. Для этого должны быть использованы устройства, обеспечивающие постоянный контакт с опорной поверхностью. В качестве таких устройств различные конструкторы (Т. Каарио, Ш. Эндо и др.) предлагали гидро­лыжи, подводные крылья, водяной винт, хвостовые балки, скользящие по снежиой поверхности.

Сложность рассматриваемой проблемы подтверждается и неудачами, с которыми встретились зарубежные создатели эк­ранопланов (X. Вейланд, Ш. Эндо и др.) и даже крупными ава­риями (гибель от потерн устойчивости самоходной, пилотируе­мой модели X. Вейланда).

К настоящему времени достаточно успешно решить проблему обеспечения устойчивости аппаратов за рубежом удалось, пожа­луй, только А. Липпишу. Его экранопланы Х-112 и X-113 бла­годаря удачно выбранной схеме расположения хвостового опе­рения и формы крыла демонстрируют надежную устойчивость полета независимо от расстояния до экрана.

Выше были кратко рассмотрены основные понятия устойчи­вости применительно к крылу и самолету. Для экраноплана прн его движении вблизи опорной поверхности физическая сущность понятия продольной статической устойчивости и критерии ее оценки значительно меняются. Учитывая важность этого вопроса, изложим его подробнее.

При рассмотрении влияния близости экрана на аэродинамику крыла была показана зависимость продольной статической устойчивости крыла от расстояния до экрана. Известно, что крыло обладает продольной статической устойчивостью вдали от земли н в зоне ее влияния лишь при соответствующей цент­ровке. Это нетрудно объяснить, если вспомнить изменение эпюр давления на поверхности крыла при изменении его высоты над экраном и угла атаки (см. рис. 14 и 22). В случае изменения указанных параметров на крыле не всегда возникают силы и моменты, восстанавливающие (стабилизирующие) первоначаль­ное положение крыла. Так, с приближением крыла к экрану появляется пикирующий момент, стремящийся уменьшить его

угол атаки и, следовательно, способствующий дальнейшему уменьшению высоты над экраном.

Отмеченная особенность аэродинамики крыла — основная причина возникновения трудностей, которые встретились в свое время при решении проблемы создания «бесхвостых» самолетов по типу «летающее крыло». Учитывая, что большая часть по­строенных экраноплаиов также основана на этой схеме, рас­смотрим некоторые особенности «бесхвостых» самолетов.

Одним нз первых эксперименты и постройку «бесхвостых» са­молетов начал известный авиаконструктор Б. Н. Черановскнй. Под его руководством еще в середине 30-х годов был построен опытный самолет по схеме «летающее крыло». Однако испыта­ния самолета показали, что подобная схема имеет ряд принци­пиальных недостатков. Например, с целью обеспечения продоль­ной устойчивости «бесхвостого» самолета для его крыла необ­ходимо использовать специальный, так называемый S-образный профиль, не обладающий высокими аэродинамическими харак­теристиками.

Известно, что для снижения посадочной илн взлетной ско­рости коэффициент подъемной силы приходится повышать в момент посадки нлн взлета. С этой целью щиткн илн закрылки несущего крыла отклоняют вниз, а рулем высоты добиваются балансировки самолета на больших углах атаки, обеспечиваю­щих прн взлете н посадке наиболее полное использование несу­щих свойств крыла. Однако с приближением крыла к земле, в связи с изменениями эпюры давления, возникают дополни­тельные пикирующие моменты. Для балансировки на посадоч­ных углах атаки «бесхвостых» самолетов, т. е. для создания не­обходимых кабрирующих моментов, требуется отклонение за­крылков вверх, что вызывает резкое падение подъемной силы. В то же время именно в момент посадки для снижения посадоч­ной скорости самолета необходимы максимально возможные значення подъемной силы Сутах. Выход нз этого противоречия ііожно найти в увеличеинн площади крыла, что, однако, приво­дит к снижению максимальной скорости полета самолета.

Среди требований к устойчивости экраноплана, по-вндпмому, важнейшее — обеспечение его статической устойчивости, в зна­чительной степени определяющей н некоторые другие характе­ристики устойчивости аппарата. В последние годы советским ученым Р. Д. Иродовым выполнены фундаментальные теоре- тнко-экспернментальные исследования, которые позволили полу­чить зависимости, необходимые для оценки продольной статиче­ской устойчивости экраноплаиов. Основные результаты этих исследований сводятся к следующему.

Как уже было отмечено, критерием оценки продольной ста­тической устойчивости самолета служит отношение прираще­ния коэффициента продольного момента к соответствующему

3 И. И. Белавин

приращению коэффициента Су (или угла а), т. е. Дтг/ДСу. Запа­сом продольной статической устойчивости самолета принято счи­тать расстояние между ЦТ и фокусом самолета, т. е. ас = = xF—Яцт — В отличие от самолета для экраноплана, у которого система аэродинамических сил зависит не только от угла атаки и скорости полета, но и от расстояния до опорной поверхности, указанного критерия оказывается недостаточно.

Расположение аэродинамического фокуса аппарата, в отли­чие от самолета, зависит от относительной высоты полета экра­ноплана. Именно это, как было установлено в последние годы, осложняло исследование и успешное решение проблемы устой­чивости рассматриваемых аппаратов.

Р. Д. Иродов предлагает в качестве критериев продольной статической устойчивости экраноплана принять:

запас продольной статической устойчи­

вости по углу атаки, расстояние в долях_САХ (средняя аэроди­намическая хорда) от ЦТ экраноплана ХцТ до точки приложе­ния приращения подъемной силы за счет изменения угла атаки

%F<x *^ЦТ— ХрН

устойчивости по высоте над экраном — расстояние в долях САХ от ЦТ экраноплана ХцТдо точки приложения_приращения подъ­емной силы за счет изменения высоты полета xfh.

Чтобы добиться статической устойчивости экраноплана, не­обходимо выбором аэродинамической компоновки обеспечить положение фокуса по высоте над экраном xFHt впереди фокуса по углу атаки xFa, т. е. обеспечить существование неравенства Xfh—xFa<0.

Если какая-либо сила (например, порыв ветра) приблизит экраноплан к опорной поверхности, приращение его подъемной силы, приложенное в фокусе по высоте, создаст пикирующий момент (относительно ЦТ), уменьшающий угол атаки. Однако отрицательное приращение подъемной силы, приложенное в фо­кусе по углу атаки, вызовет кабрнрующий момент, восстанав­ливающий первоначальный режим полета аппарата.

Следовательно, в отличие от самолета, продольная статиче­ская устойчивость которого всегда, при любой аэродинамической компоновке, обеспечивается выбором центровки, продольная ста­тическая устойчивость экраноплана может быть достигнута только в случае определенным образом выбранной аэродинами­ческой компоновки. Если аэродинамическая компоновка экрано­плана такова, что фокус по высоте над экраном расположен по­зади фокуса по углу атаки, то выбором положения его ЦТ про­дольную статическую устойчивость обеспечить нельзя.

В качестве примера, иллюстрирующего предложенный способ оценки продольной статической устойчивости экранопланов, автор исследований Р. Д. Иродов проанализировал устойчи­вость при полете вблизи экрана самолета с треугольным крылом и расположенным на фюзеляже горизонтальным оперением, аэродинамические характеристики которого приведены на рис. 52. На рис. 53 те же характеристики перестроены в зависимость mz(Cy) при // = const и a = const (//=-—-; Н—расстояние от ЦТ модели до экрана, Ь — хорда крыла). Тангенсы углов наклона

Рис. 52. Зависимость коэф­фициентов ПОДЪеМ770Й СИЛЫ и продольного момента са­молета от относительною расстояния его до экрана.

S — площадь крыла.

этих кривых являются соответственно запасами устойчивости по

= Хцт—Хра Vi по высоте полета над экраном при центровке лгцТ=0,35.

Из графика видно, что на любой высоте в пределах влияния экрана н при всех углах атаки отрицательный наклон кривой a^const больше наклона кривой tf = const. Следовательно, фо­кус по углу атаки самолета расположен впереди фокуса по вы­соте. Это свидетельствует о продольной статической неустойчи­вости такого самолета при полете вблизи экрана.

Фокус по углу атаки крыльев малого удлинения с приближе­нием к экрану лишь немного смещается назад, в результате изоли­рованное крыло можно считать нейтральным по высоте над экра­ном или слабо неустойчивым. Значительная неустойчивость са­молета, созданного по нормальной схеме, с низко расположенным

горизонтальным оперением объясняется тем, что при уста­новке горизонтального оперения в иижием положении фокус ПО высоте иад экраном сдвигается назад больше, чем фокус по углу атаки.

Установка оперения на фюзеляже впереди крыла (схема «утка»), очевидно, приведет к сдвигу фокуса по углу атаки вперед и практически не изменит положение фокуса по высоте над экраном, поскольку оперение будет подвергаться значительно меньшему влиянию земли, так как оно лежит выше крыла при положительных углах атаки и его площадь значительно меньше площади крыла. Отсюда следует, что самолет, скомпонованный

по схеме «утка», будет ста­тически неустойчив при по­лете вблизи экрана.

Таким образом, для обеспечения продольной статической устойчивости при полете вблизи опорной поверхности экраиоплан должен иметь специальную аэродинамическую компо­новку, отличную от компо­новок, характерных для са­молетов с крылом малого удлинения.

Одна из возможных аэродинамических компоно­вок экраноплаиа, предло­женная А. Липпишем, имеет высоко расположенное и сильно развитое горизонтальное опе­рение. Такое оперение сдвигает фокус по углу атаки назад зна­чительно больше, чем по высоте над экраном, поскольку оно находится в зоне слабого влияния экрана (по крайней мере на малых глах атаки). Эта схема обеспечивает положение фокуса по углу атаки позади фокуса по высоте над экраном иа ре­жимах максимального аэродинамического качества.

Другой схемой может явиться «бесхвостка» с наплывом в корневой части (типа принятой иа самолете «Дракон» Т-35). С приближением к экрану наплыв незначительно изменяет по­ложение фокуса по углу атаки Хра, но заметно сдвигает вперед фокус по высоте полета xfh за счет уменьшения относительного расстояния от экрана центральной части крыла с наплывом впереди.

Для практических задач оценки статической устойчивости экраноплаиа по результатам испытаний его модели в аэродина­мической трубе автор исследований рекомендует устойчивость аппарата оценивать по одной только производной, определенной как наклон экспериментальной кривой, полученной в результате 68

испытаний модели. В этом случае критерии устойчивости могут быть записаны в виде

(здесь Суг п— коэффициент подъемной силы в горизонтальном установившемся полете). При <С0 может быть использован критерий

<0.

,-_0

Производные могут быть найдены как наклоны кривых mz (а) при C^const, mz(H) при C^const или СУ(Н) при т2=0.

Анализируя устойчивость самолета, обычно допускают, что отклонение поверхностей управления не изменяет положения фо­куса по углу атаки, или, иными словами, наклона кривых тг (а). Принимая это допущение и для экраноплана и предполагая до­полнительно, что отклонение органов управления не изменяет и положения фокуса по высоте над экраном, автор исследова­ний рекомендует оценивать устойчивость по наклону соответст­вующей кривой т2(а) или т2(Н) при Си=СУг п и произволь­ному значению продольного момента.

В предыдущем параграфе были кратко рассмотрены основ­ные результаты исследований летных характеристик двухмест­ного экраноплана, выполненных группой американских специ­алистов под руководством Р. Галлингтопа. Определенный инте­рес представляет и изучение устойчивости этого аппарата.

Авторы проекта экраноплана, в отличие от большинства за­рубежных специалистов, считают, что необходимую устойчивость аппарата можно обеспечить правильным выбором аэродинами­ческой компоновки и основных характеристик горизонтального стабилизатора (его размаха и хорды, отстояния от ЦТ аппарата, расположения по высоте и т. д.). Их точка зрения совпадает с приведенным выше мнением А. Липпиша. В результате уже первых испытаний моделей своего экраноплана в аэродинамиче­ской трубе, на корде, в опытовом бассейне и в свободном полете (радиоуправляемой модели) авторы установили следующее. Го­ризонтальный стабилизатор аппарата, выполненного по схеме «летающее крыло», должен иметь значительный размах (близ­кий к размаху корпуса — крыла). Кроме того, он должен быть установлен как можно выше над крылом на соответствующем плече от ЦТ аппарата и ближе к его бортам (в случае установки непосредственно на крыле). Это позволит избежать недопусти­мого влияния на работу стабилизатора близости экрана и вих­ревого следа крыла.

Пути решения проблемы устойчивости экранопланов, выб­ранные А. Липшицем и специалистами фирмы «Кавасаки», пол­ностью подтверждают данный вывод. Как уже отмечалось, ис­следовался экраноплан типа «летающее крыло», с фиксирован­ным закрылком, концевыми шайбами и Т — нли П-образным хво­стовым оперением, закрепленным на одной или двух хвостовых балках соответственно. В обоих вариантах модели стабилизатор был достаточно удален от крыла (по высоте и длине).

Эксперименты охватывали широкий круг вопросов, касаю­щихся давления на поверхности крыла и его аэродинамических характеристик.

Из полученных результатов, кроме уже рассмотренных выше, заслуживают внимания зависимости коэффициента продольного

момента от коэффициента подъемной силы, приведенные на рис. 54. Момент замеряли относительно точки, располо­женной на хорде крыла, от­стоящей от передней кромки на 50% длины хорды.

Наклон кривых зависи­мости коэффициента продоль­ного момента от Су, равный около 0,016 для модели I и около 0,1 для модели II (рис. 54), показывает, что зна­чения этого коэффициента мало зависят от коэффициента подъемной силы крыла. Аэро­динамический фокус аппарата удален от передней кромки крыла на 48,4% длины хорды у модели I, а у модели II — на 40%. Более быстрое изменение продольного момента в функции Су для модели II является следствием главным образом более быстрого роста давления около задней кромки крыла.

На основании своих исследований Р. Галлингтон и другие специалисты делают вывод о возможности успешного решения проблемы продольной устойчивости экраноплана, выполненного по схеме «летающее крыло» с развитым хвостовым стабилиза­тором.

Кратко остановимся на некоторых отличительных особенно­стях исследования Р. Галлингтона. Испытанные им модели эк­раноплана были выполнены по схеме «летающее крыло» (см. рис. 46) е удлинением около 0,66, имели концевые шайбы-поп­лавки и развитый горизонтальный хвостовой стабилизатор (на рисунке не показан). Крыло имело закрылок, который фиксиро­вался в нужном положении.

На экраноплапе предусмотрены достаточно широкие шайбы — поплавки, снабженные для снижения сопротивления при глис­сировании аппарата реданами. Необычно в его конструкции также устройство в середине крыла центрального поплавка.

На рис. 55 приведены зависи­мости коэффициента продольного момента модели (вдали от эк­рана) без оперения и с опереиием от коэффициента подъемной силы, пересчитанного относи­тельно точки, удаленной от перед­ней кромки крыла на 40% длины хорды. Концевые шайбы были расположены параллельно эк­рану. Коэффициент продольного момента для модели без стаби­лизатора зависит от Су. Значение его заметно падает при воз­растании Су, что свидетельствует об увеличении пикирующего момента. Установка оперения весьма эффективно способствует

стабилизации аппарата. Это приводит к выравниванию кри­вой Cm = f(Cy).

Интересные данные полу­чены также в результате ис­следований Р. Галлингтоном аэродинамических характери­стик модели экраноплана при полете вдали от экрана в зависимости от угла атаки, измеренного относительно ос­новной линии концевой шайбы (рис. 56).

Коэффициент продольного момента рассчитывали относи­тельно точки, удаленной от пе­редней кромки крыла на 40% длины хорды.

Из графика видно, в част­ности, что экраноплан обла­дает продольной устойчи­востью при углах атаки вплоть до а=10° (до начала «лож­ки») .

Продувками модели установлено также, что фокус крыла, со­ответствующий линейному участку кривой коэффициента про­дольного момента, удален от передней кромки крыла на 48% длины хорды.

По мнению автора исследования, для безопасной эксплуата­ции экраноплана, особенно при вынужденном уходе его за пре­делы влияния земли, указанной выше продольной устойчивости недостаточно. Один из наиболее эффективных путей се дальней­шего повышения — увеличение размеров горизонтального стаби­лизатора аппарата. Высоко оценивается Р. Галлингтоном обес­печение безопасного отрыва аппарата от экрана.