Адаптивные крыльевые системы в приложении к обеспечению апериодической продольной устойчивости экраноплана вблизи опорной поверхности

Полет экраноплана осуществляется на малой относительной высоте h = h/b (здесь h - высота над поверхностью экрана, отсчитываемая от задней кромки крыла; Ъ - хорда крыла) с тем, чтобы максимально использовать благоприятный эффект экранирующей поверхности. При полете на малом расстоянии от экрана существенно возрастает роль профиля крыла экраноплана. Это связано с тем, что расстояние до экрана соизмеримо с толщиной с или вогнутостью/ крыла, поэтому небольшие изменения в геометрии профиля, которые в неограниченном потоке не приводят к заметным изменениям аэродинамических характеристик крыла, вблизи экрана могут существенно изменить характер обтекания.

При решении вопросов устойчивости экраноплана существенное значение имеют характеристики устойчивости крыла. Анализ линеаризованных уравнений возмущенного движения экраноплана, проведенный в работе [1], показал, что устойчивость экраноплана в короткопериодическом движении определяется критерием, предъявляющим особые требования к аэродинамической компоновке летательного аппарата (ЛА). Для оценки характера возмущенного движения наряду с фокусом по углу атаки F (рис. 1) следует рассматривать фокус по высоте над экраном F_h. Для обеспечения статической устойчивости экраноплана в соответствии с критерием Иродова, кроме выбора соответствующей центровки, необходимо, чтобы фокус по высоте F_h над экраном находился впереди фокуса по углу атаки F . У большинства аэродинамических профилей с приближением к экрану F_h смещается к задней кромке и находится позади^. С учетом критерия Иродова появляется возможность с помощью изменения формы профиля управлять положением этих фокусов. Параметрический анализ экспериментальных данных [2] позволяет установить ряд закономерностей влияния толщины и кривизны профиля крыла на расположение его фокусов. При определении характеристик устойчивости расстояние от экрана отчитывалось от точки, расположенной на середине хорды крыла, что соответствует возможному расположению центра масс экраноплана.

X Fh

Е „

Fh

b

X F

////////////////////////

Рис. 1

Результаты анализа экспериментальных данных [2] показывают, что в отношении подъемной силы влияние толщины крыла вблизи экрана сказывается более существенно, чем в неограниченном полете. Существенно зависит от толщины крыла приращение подъемной силы, вызванное близостью экрана. Зависимость приращения коэффициента подъемной силы Су от относительной толщины профиля крыла с при уменьшении h от 0,3 до 0,1 показана на рис. 2. Увеличение толщины крыла приводит к уменьшению положительного влияния экрана на подъемную силу примерно на 40 %.

Приведем зависимость расстояния между фокусами Ax_F = x_Fh - x_{F a} от толщины и вогнутости профиля для различных значений h (рис. 3). В соответствии с критериями апериодической устойчивости [1] знак при Ax_F определяет характер возмущенного движения ЛА. У крыла, имеющего малую с , фокус F _a находится впереди F_h (здесь Ax_F > 0). С увеличением с и отходом от экрана расстояние между фокусами уменьшается.

Основной целью анализа работ [2; 3] было выявление особенностей влияния формы адаптирующегося профиля на аэродинамическое качество крыла вблизи экрана. Приведем зависимости максимального аэродинамического качества К_шах от относительной вогнутости профиля f = f / b (рис. 4). С приближением крыла к экрану на малое расстояние влияние вогнутости профиля на аэродинамическое качество усиливается. Например, значение К при Су = 0,5 у такого крыла существенно уменьшается при отходе от экрана, предотвращая уход крыла с заданного режима полета. Зависимости К_мах и К_Су = 0,5 от толщины крыла показаны на рис. 5. Отсюда следует, что при малой вогнутости ( f = 1 %) с увеличением толщины уменьшается К .

Анализ экспериментальных данных показывает возможность реализации крыла с адаптивной нижней поверхностью в обеспечении предотвращения ухода экраноплана с заданного режима путем уменьшения подъемной силы крыла при адаптации его профиля.

Для достижения К_шш, на основных режимах полета h = 0,1 - 0,2, необходимо иметь исходный профиль малой относительной толщины ( с = 6 %) и кривизны ( f = 1 %) с углами установки крыла с^ при Су _а = 0,4; 0,5 профиля.

Переход к профилям малой кривизны приводит к необходимости применения двояковыпуклых профилей, у которых при малых углах атаки проявляется эффект трубки Вентури (эффект подсасывания), уменьшающий положительный эффект экрана, что ограничивает возможности использования таких профилей.

Вестник Сибирского государственного а эрокосмического университета имени академика М. Ф. Решетнева

Анализ экспериментальных данных исследования крыльев с 5-образными профилями (с отклонением хвостового участка ~ 25 % хорды на угол 8) в режиме адаптации показывает, что здесь существенно усиливается влияние экрана на расположение фокусов (рис. 6). При определенном расстоянии h фокус F_h оказывается впереди F _a . Применение адаптирующихся 5-образных крыльев с их удовлетворительными аэродинамическими характеристиками, предпочтительно с точки зрения обеспечения критерия статической устойчивости (Ax_F< 0).

Реализовать возможность управления положением аэродинамических фокусов по высоте над экраном xFh и по углу атаки xFa позволяет крыло экраноплана [4], обеспечивающее получение закона изменения давлений под крылом Р^ и статического давления в крыле Рст с гибкой нижней оболочкой, подкрепленной упругими латами (АР = Р -Р^-F, где F - упругость лат) на изменение геометрии профиля крыла, определяющего аэродинамические параметры вблизи экрана. В полете вблизи экрана разность давлений в крыле и под ним обеспечивает исходную форму профиля крыла с его исходными аэродинамическими параметрами. С отходом от экрана Рст становится больше Рм и упругости формообразующих лат F. Равновесие этих параметров обеспечивается изменением формы профиля (адаптации) с соответствующим изменением аэродинамических параметров профиля, что предотвращает увеличение высоты полета над поверхностью экрана и уход экраноплана с заданного режима полета.

Аппроксимация экспериментальных зависимостей зменения давления АСр серии профилей (CLARK-YH,

7	5	5	3	1	1
h	0,1	0,2	0,3	0,3	0 А
№	1	2	3	4	5

7	5	3	3	1
h	0,1	0 А	0 А	0 А
№	1		3	4

Рис. 2                                      Рис. 3

CLARK-Y, NACA, ЦАГИ В) в диапазонах относительной высоты 0,1 h ... 1 h и угла атаки А4...14⁰ имеет вид

ACp = 0,326 336+ 0,009 614 134 • а-0,555 815 8 • h -0,02225-a- h -0,001 003 4 • а²+ ... + ... 0,335 391 • h ².

Зависимость распределения давления по нижней поверхности крыла от высоты полета (рис. 7) позволяет определить величину управляющего усилия (распределенной нагрузки), действующего как разница давлений в крыле и под крылом на его элементы, что дает возможность рассчитать конструкцию адаптивного крыла.