CC BY
193
Оригинальная статья / Original article УДК 629.576, 629.7.022, 629.7.025 http://dx.doi.org/10.21285/1814-3520-2018-2-193-208
НЕСУЩАЯ СИСТЕМА ЭКРАНОПЛАНА СХЕМЫ «ТАНДЕМ» И ЕЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
© Ю.Ф. Вшивков1, Е.А. Галушко2, С.М. Кривель3
1,2,3Иркутский государственный университет,
Российская Федерация, 664003, г. Иркутск, ул. Карла Маркса, 1.
2Иркутский филиал Московского государственного технического университета гражданской авиации, Российская Федерация, 664047, г. Иркутск, ул. Коммунаров, 3.
РЕЗЮМЕ. ЦЕЛЬ. Работа посвящена обоснованию предлагаемой авторами компоновки несущей системы экраноплана и исследованию ее аэродинамических характеристик. МЕТОДЫ. На основе анализа известных аэродинамических компоновок экраноплана и их особенностей авторами предлагается оригинальная компоновка несущей системы экраноплана. Аэродинамические исследования выполнены на основе вычислительного эксперимента с использованием пакета программ ANSYS. Представлена постановка задачи, граничные условия и особенности построения математической модели обтекания несущей системы в ANSYS с обоснованием выбранных подходов. РЕЗУЛЬТАТЫ И ИХ ОБСУЖДЕНИЕ. В статье представлены некоторые результаты исследований аэродинамических характеристик экраноплана, использующего предлагаемую несущую систему. Полученные данные позволяют судить об аэродинамических характеристиках предлагаемой компоновки, их зависимости от основных полетных параметров (угла атаки и высоты полета), о возможностях воздействия на их величины отклонением управляющих поверхностей (УП). Рассмотрены особенности обтекания несущей системы, обеспечивающие ее высокие несущие свойства и безотрывное обтекание при значительных углах установки несущих поверхностей по отношению к набегающему потоку. Представленные результаты позволяют оценить возможности реализации задач проектирования, положенные в основу целевой установки формирования предлагаемой компоновки несущей системы. ВЫВОДЫ. Предложенная компоновка обеспечивает широкий диапазон эксплуатационных скоростей полета экраноплана, возможность полета с достаточно малыми скоростями. Малые скорости горизонтального полета экраноплана позволяют уменьшить скорость перехода в режим полета на взлете и в режим статической воздушной подушки и глиссирования на посадке, позволяют маневрировать с меньшими радиусами разворота в горизонтальной плоскости в полете по маршруту.
Ключевые слова: экраноплан, экранолет, динамическая воздушная подушка, аэродинамика экраноплана, компоновка экраноплана, летные характеристики экраноплана.
Информация о статье. Дата поступления 22 декабря 2017 г.; дата принятия к печати 05 февраля 2018 г.; дата онлайн-размещения 27 февраля 2018 г.
Формат цитирования: Вшивков Ю.Ф., Галушко Е.А., Кривель С.М. Несущая система экраноплана схемы «тандем» и ее аэродинамические характеристики // Вестник Иркутского государственного технического университета. 2018. Т. 22. № 2. С. 191-206. DOI: 10.21285/1814-3520-2018-2-193-208
CARRYING SYSTEM OF THE GROUND-EFFECT VEHICLE OF «TANDEM» SCHEME AND ITS AERODYNAMIC CHARACTERISTICS Yu.F. Vshivkov, E.A. Galushko, S.M. Krivel
Irkutsk State University,
1, Karl Marx St., Irkutsk, 664003, Russian Federation
Irkutsk branch of Moscow State Technical University of Civil Aviation,
3, Kommunarov St., Irkutsk, 664047, Russian Federation
ABSTRACT. PURPOSE. The work deals with the justification of the proposed by the authors aerodynamic configuration of the carrying system of the wing-in-ground-effect (WIG) craft and the study of its aerodynamic characteristics.
1
Вшивков Юрий Федорович, научный сотрудник, e-mail: [email protected] Yuriy F. Vshivkov, Researcher, e-mail: [email protected]
Галушко Егор Александрович, аспирант, преподаватель, e-mail: [email protected] Egor A. Galushko, Post-graduate student, Lecturer, e-mail: [email protected]
2Кривель Сергей Михайлович, доцент кафедры математического анализа и дифференциальных уравнений, e-mail: [email protected]
Sergey M. Krivel, Associate Professor of the Department of Mathematical Analysis and Differential Equations, e-mail: [email protected]
METHODS. Based on the analysis of known ground effect vehicle aerodynamic configurations and their features the authors propose an original aerodynamic configuration of the WIG craft carrying system. Aerodynamic studies are performed on the basis of a computational experiment using the ANSYS software package. The article presents the formulation of the problem, boundary conditions and the features of building a mathematical model of carrying system flow in ANSYS with the justification of the selected approaches. RESULTS AND THEIR DISCUSSION. The article presents some results of studying aerodynamic characteristics of the WIG craft using the proposed carrying system. The aerodynamic characteristics of the proposed configuration, their dependence on the main flight parameters such as the angle of attack and the altitude of flight, the possibility to control their values by the deflection of control surfaces are assessed on the basis of the obtained data. Consideration is also given to the features of flow around the carrying system that ensure its high load-carrying properties and continuous flow around at significant carrying surface angles against the incoming flow. The presented results allow to evaluate the possibilities to implement design tasks which serve the basis for the target to form the proposed aerodynamic configuration of the carrying system. CONCLUSIONS. The proposed aerodynamic configuration provides a wide range of WIG flight operation speeds as well as the possibility to fly at sufficiently low speeds. The low speeds of WIG horizontal flight allow to reduce the transition speed to the flight mode at taking-off and to the mode of static air cushion and aquaplaning at landing, which enables maneuvering with smaller turning radii in the horizontal plane when flying on the route.
Keywords: wing-in-ground craft (WIG), ground-effect vehicle (GEV), dynamic air-cushion, WIG aerodynamics, aerodynamic configuration of a WIG craft, flight characteristics of a WIG craft.
Article info. Received December 22, 2017; accepted February 05, 2018; available online February 27, 2018.
For citation: Vshivkov Yu.F., Galushko E.A., Krivel S.M. Carrying system of the ground-effect vehicle of «tandem» scheme and its aerodynamic characteristics. Proceedings of Irkutsk State Technical University. 2018, vol. 22, no. 2, pp. 191-206. (In Russian). DOI: 10.21285/1814-3520-2018-2-193-208
Введение
Разработка и проектирование транспортных средств, использующих динамическую воздушную подушку (экрано-план), остается актуальной задачей в рамках задачи создания новых высокоскоростных видов транспорта. Потенциально экраноплан может обладать амфибийно-стью, высоким аэродинамическим качеством и транспортной скоростью на маршруте, возможностью круглогодичной эксплуатации. Транспортная система на основе экранопланов может позволить реализовать значительный экономический и социальный эффект в сравнении с традиционными видами транспорта.
В настоящее время продолжается поиск наиболее эффективных (рациональных) аэродинамических компоновок экранопланов и их параметров. Достаточно условно можно выделить следующие, получившие наибольшее распространение, «классические» типы аэродинамических компоновок экранопланов: «самолетная», «летающее крыло», «летающая платформа», «тандем», «утка» и «составное крыло».
Наиболее известными представителями «самолетной» схемы являются
экранопланы с хвостовым высокорасположенным горизонтальным оперением А.М. Липиша и Р.Е. Алексеева [1, 2]. У экранопланов данной схемы удалось добиться приемлемых сравнительно высоких эксплуатационных характеристик продольной устойчивости на различных отстояниях от экрана. Аппараты такой компоновки обладают удовлетворительной мореходностью, как правило, реализуют применение поддува под крыло. К недостаткам данной схемы можно отнести высокие значения площадей горизонтального (40-50% и более от площади основного крыла) и вертикального оперения. Это приводит к увеличению профильного сопротивления, снижению аэродинамических качеств, увеличению массы аппарата.
Схема «летающее крыло» не нашла широкого применения. Макет экраноплана данной схемы был разработан Р.Е. Алексеевым [2], известен опытный образец экраноплана такой схемы Б.С. Берковского [3]. Компоновка, очевидно, обладает наименьшим уровнем «вредного» аэродинамического сопротивления вследствие отсутствия развитого фюзеляжа и, возможно, оперения. Кроме этого, можно предпо-
ложить, что компоновка потенциально позволяет создать условия для реализации эффективных воздушных подушек - статической и динамической. К основным недостаткам компоновки можно отнести сложность решения проблем устойчивости в полете и на режимах взлета и посадки, обеспечения требуемой маневренности по курсу, мореходности (особенно для малых экранопланов). Экранопланы (самолеты) такой схемы обладают сравнительно большими потерями аэродинамического качества - именно так принято и используется во всех учебниках по динамике полета - потери аэродинамического качества на балансировку (в смысле - на уравновешивание) и управление (в смысле - изменение параметров полета).
Отличительной особенностью экраноплана схемы «летающая платформа» от экраноплана схемы «летающее крыло» является то, что крыло данного экраноплана имеет большую хорду и малое удлинение. Схема «летающая платформа», как правило, имеет близкое к прямоугольному крыло малого удлинения, фюзеляж, вертикальное и горизонтальное оперение. Обычно крыло оснащено развитыми закон-цовками (скегами, поплавками). Наиболее известными представителями экранопла-нов данной схемы стали экранопланы «Волга-2» (главный конструктор В.В. Соколов) и «Акваглайд» (главный конструктор Д.Н. Синицын) [4]. Экранопланы этой компоновки не позволяют реализовать высокие летно-технические данные на этапе полета в силу присущих крылу малого удлинения невысоких несущих свойств и аэродинамического качества на балансировку и управление.
Достаточно часто реализуются попытки создать экраноплан на основе схемы «Тандем» (например, экранопланы Г.В. Йорга) [1, 2]. Обычно такая компоновка включает в себя два несущих крыла малого удлинения, расположенных друг за другом. Крылья могут иметь различные удлинения и другие геометрические характеристики, часто конструктивно образуют единую несущую систему с дополнительными соеди-
няющими элементами. Такая компоновка потенциально позволяет обеспечить самостабилизацию экраноплана, заданные характеристики устойчивости, удовлетворительные взлетно-посадочные характеристики. Эти свойства обеспечиваются прежде всего благодаря тандемному расположению крыльев на определенном расстоянии друг от друга, что дает широкие возможности по обеспечению полетного и взлетно-посадочного положений экраноплана относительно поверхности.
В отдельный вид можно выделить пространственную компоновку «тандем», ее отличительной особенностью является то, что крылья расположены на значительном расстоянии друг от друга по высоте [5]. Представителем данной компоновки является новейший российский экраноплан «Чайка», компоновка которого широко представлена в средствах массовой информации. Несущая система такого аппарата состоит из двух поверхностей, объединенных в единую конструкцию концевыми вертикальными поверхностями. Экраноплан может обладать развитым вертикальным и горизонтальным оперением.
Схема «утка», несмотря на ожидаемые преимущества, также не получила широкого распространения. Наиболее известными представителями этого класса являются экранопланы, созданные под руководством А.Н. Панченкова [3]. К потенциальным преимуществам данной схемы можно отнести возможности реализации свойства самостабилизации сравнительно большого аэродинамического качества. Однако следует заметить, что реализовать данные ожидания в реальных конструкциях удалось не в полной мере. Основным недостатком компоновки «утка» является возможность устойчивого полета только на малых отстояниях от экрана. Некоторые исследователи отрицают возможность создания устойчивого в продольном движении экраноплана схемы «утка» [6]. Кроме этого, крайне сложно добиться положительной с точки зрения требований аэродинамики интерференции между элементами компоновки. Представляет опасность
возможность появления срыва потока на переднем горизонтальном оперении при маневрировании с последующим переходом аппарата в пикирование.
Компоновка экраноплана «составное крыло» представляет собой разделение несущего крыла на две функциональные части: центроплан малого удлинения, который максимально реализует возможности поддува под крыло и экранный эффект, и консоли значительного удлинения, обеспечивающие высокое аэрогидродинамическое качество и устойчивость полета в широком диапазоне высот (отстояний) полета [1, 2]. По данной схеме спроектированы экрано-планы «ВВА-14» (Р.Л. Бартини) [7], «Иволга» (В.В. Колганов) [8], «Орион» (О.А. Во-лик) [9]. В настоящее время именно экранопланы компоновки «составное крыло» представляют класс наиболее успешных экранопланов с точки зрения внедрения в реальный сектор эксплуатации.
Основными задачами проектирования экранопланов (в различной степени реализованными в указанных выше компоновках) являлись обеспечение, в первую очередь высокого аэродинамического качества на основных эксплуатационных режимах движения, приемлемой устойчивости в продольном движении и характеристики взлета и посадки аппарата. Выполнение указанных требований в основном обеспечивалось аэродинамической компоновкой и ее параметрами и в то же время определяло особые требования к аэродинамической компоновке. Особенно сильное влияние на выбор компоновки оказывают требования по обеспечению взлетно-посадочных характеристик и мореходности, как производной этих требований. Значительное влияние на компоновку оказывает необходимость реализации поддува струй с целью увеличения динамической воздушной подушки под экранопланом. Применение поддува под крыло на старте приводит к улучшению взлетных характеристик, в крейсерском полете - позволяет уменьшить интенсивность вертикальных продольных и поперечных колебаний экрано-плана, вероятность заливания и забрызги-
вания остекления, воздухозаборников и других элементов экраноплана. Также снижаются гидродинамические нагрузки на аппарат на взлетно-посадочных режимах и в полете.
Решение указанных противоречивых задач, как правило, предполагает использование экраноплана в достаточно узком эксплуатационном диапазоне высот (отстояний) и скоростей полета, что в определенной степени снижает их эксплуатационные качества. Снижаются возможности выполнения маневров в вертикальной и горизонтальной плоскостях и пространственных разворотов (разворотов с реализацией «значимых» углов крена).
Узкий диапазон эксплуатационных скоростей полета, при которых выполняются требования по обеспечению достаточной величины подъемной силы для горизонтального полета, устойчивости и управляемости экраноплана создает несколько проблем. Во-первых, относительно высокая скорость крейсерского движения, на которой обеспечивается достаточная для полета подъемная сила, требует реализации достаточно высоких скоростей на взлете. Во-вторых, необходимость полета с достаточно высокой транспортной скоростью определяется задачей обеспечения конкурентной транспортной эффективности. В то же время, необходимость полета с малой скоростью определяется, например, задачей обеспечения требуемой условиями полета маневренности в горизонтальной плоскости (по курсу) или возможности экстренного торможения. В-третьих, невозможность полета экраноплана с относительно малой скоростью горизонтального полета приводит к переходу на режим посадки на высоких скоростях полета. Под режимом посадки понимаем перевод функции по созданию поддерживающей силы с аэродинамических поверхностей на динамическую и статическую (последовательно) воздушную подушку и касание водной (снежной и т.п.) поверхности. Указанные негативные факторы потенциально могут привести к росту массы экраноплана, дополнительным энергетическим потерям на
создание воздушной подушки и в целом снижают безопасность экраноплана как транспортного средства. В-четвертых, реализация поддува практически во всех обозначенных компоновках требует применения специальных двигателей, расположенных в носовой части фюзеляжа, или значительного выноса вперед по полету относительно несущих поверхностей движителей (воздушных винтов). Этим значительно увеличивается относительная масса и сложность силовой установки и конструкции планера, возрастают эксплуатационные расходы.
Предлагается подойти к вопросу проектирования экраноплана не с точки зрения приоритетной задачи обеспечения высокого аэродинамического качества, а с точки зрения реализации высоких несущих свойств экранопланом при относительно малых скоростях полета. Под высокими несущими свойствами понимается возможность реализации высоких коэффициентов подъемной силы при малых углах атаки компоновки. Кроме этого, компоновка должна обеспечивать создание эффективной динамической воздушной подушки.
Объект исследования
Предлагается компоновка (несущая система экраноплана), включающая две несущие поверхности (крылья), расположенные друг за другом по схеме «тандем», и высоко расположенное горизонтальное оперение (рис. 1). Переднее крыло стреловидное по передней кромке (трапециевидное), плоское, с относительно тонким профилем, имеет малый установочный угол по отношению к продольной оси. Заднее крыло прямое по передней кромке с обратной стреловидностью по задней кромке, имеет значительный установочный угол, отрицательное поперечное V крыла. Заднее крыло представляет собой крыло «шатрового» типа - задняя кромка крыла лежит в одной плоскости. Переднее и заднее крылья оснащены рулевыми поверхностями по задней кромке, которые могут отклоняться синхронно вниз-вверх и дифференциально (в режиме элеронов). Горизонтальное оперение оснащено рулем высоты.
Использование крыльев специальной формы с относительно большим углом установки позволяет реализовать высокие коэффициенты подъемной силы при малых углах атаки аппарата в целом. Кроме этого, положительная интерференция крыльев позволяет обеспечить безотрывное обтекание крыльев в эксплуатационном диапазоне режимов полета, является дополнительным фактором увеличения несущих способностей крыльев, позволяет обеспе-
чивает целый ряд положительных эффектов при отклонении рулевых поверхностей. Важным является возможность организации поддува под заднее крыло на всех режимах полета (взлет, посадка, полет по маршруту) штатной силовой установкой. При этом обеспечивается высокая эффективность воздушной подушки и существует возможность управления ее параметрами. На рис. 1 b представлена расчетная модель одного из вариантов компоновки (беспилотной экспериментальной модели экраноплана).
Компоновка и ее параметры являются результатом длительных исследований (С.М. Кривель). Исследования на основе вычислительного эксперимента проводились с использованием метода дискретных вихрей всего спектра возможностей набора программных продуктов Ansys. Экспериментальные исследования выполнялись в аэродинамических трубах и вертикальной гидродинамической трубе. Общий обзор содержания некоторых исследований представлен в работе [10]. В источнике [11] показана необходимость реализации малых скоростей полета с точки зрения обеспечения маневренности экраноплана по курсу, представлены результаты расчета аэродинамических характеристик крыльев, расположенных по схеме «тандем». В работе [12] представлены основные результаты по оценке достоверности применения
УП-1 a
b
Рис. 1. Модель компоновки экраноплана: a - несущая система экраноплана; b - экспериментальная модель экраноплана Fig. 1. WIG craft aerodynamic configuration: а - WIG craft carrying system; b - experimental model of the WIG craft
Постановка задачи. Расчетная схема
продуктов Ansys для моделирования аэродинамических процессов вблизи подстилающей поверхности. В настоящей работе приводятся основные результаты исследований полной несущей системы экранопла-на на основе описанной выше компоновки с учетом наличия горизонтального оперения и корпуса.
При анализе характеристик экрано-плана используются общепринятые подходы, понятия и обозначения аэродинамики и динамики полета4 [13]. Рассматривается обтекание экраноплана с учетом или без учета фюзеляжа в скоростной OXaYaZa и связанной OXYZ системах координат (рис. 2). Начало координат совпадает с заданным положением центра масс. Характерный линейный размер - корневая хорда заднего крыла ba. Характерная площадь -площадь двух крыльев в плане. Относительное отстояние компоновки от экрана определялось выражением:
' иа
где H — высота расположения центра масс (точки О) над подстилающей поверхностью (высота полета).
Формирование геометрической модели и построение расчетной сетки производилось в ANSYS IcemCFD. 3D модель исследуемой компоновки помещена в специально организованное ограниченное пространство моделирования течения в виде канала прямоугольного сечения - модель «аэродинамической трубы» (рис. 2).
Плоскости I и II представляют собой поверхности входа потока в расчетное пространство и выхода из него соответственно. В плоскости I задано граничное условие «inlet» - величина нормальной составляющей скорости потока по отношению к поверхности. Этим фактически задается расход рабочего тела (воздух) через сечение на входе в модель «трубы». Результаты расчетов сопоставлялись с данными экспериментальных исследований в аэродинамической трубе со скоростью невозмущенного потока 40 м/с. Такая же скорость задавалась в расчетах в качестве скорости в сечении I. Скорость соответствует постановке задачи исследования обтекания экраноплана на крейсерских и минимальных скоростях полета (без учета сжимаемости воздуха). На поверхности II задано граничное условие «outlet» - данная поверхность является выходом из аэроди-
ГОСТ 20058-80. Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и обозначения. Введ. 1981-07-01. М.: Изд-во стандартов, 1981. 52 с. / GOST 20058-80. Dynamics of aircrafts in the atmosphere. Terms, definitions and symbols. Introduced 1 July 1981. Moscow: Standards Publ., 1981. 52 p.
намической трубы, на ней реализовано условие свободного выхода потока с расходом, равным общему расходу потока на всех входах в трубу (в данном случае через поверхность I).
В задачах симметричного моделирования экраноплана (углы скольжения ß и крена у равны нулю, компоновка экрано-плана симметрична относительно плоскости III) целесообразно на поверхности III задавать граничное условие «зеркального» отображения картины обтекания. В этом случае моделируется течение только в окрестности половины компоновки с учетом влияния потока в «зеркально» отраженной части на уровне формирования уравнений течения рабочего тела. Если решается задача несимметричного обтекания, то моделируемое пространство увеличивается в два раза относительно оси OZ и все стенки «трубы» определяются условиями V.
На поверхностях IV (подстилающая поверхность) и V (стенки трубы) задано граничное условие «moving wall» - подвижная поверхность, скорость перемещения поверхности равна скорости потока на входе в трубу. Экраноплан совершает полет относительно неподвижной земной поверхности с заданной скоростью. Считаем, что скорость перемещения воздушных масс относительно земной поверхности (скорость ветра) равна нулю. Тогда с учетом обращения движения в рамках математической модели целесообразно задать стенки трубы подвижными по отношению к модели экраноплана с заданной невозмущенной скоростью обтекания. Особенно такой подход важен по отношению к поверхности
IV. В силу близости поверхностей экрано-плана к этой границе, обусловленные вязкостью, эффекты течения вблизи подстилающей поверхности IV могут иметь серьезное значение на обтекание и, следовательно, аэродинамические характеристики экраноплана.
На поверхности экраноплана задано граничное условие «wall» - твердая непро-текаемая поверхность, в качестве материала стенки задан алюминиевый сплав.
Сетка задана в виде конечных элементов (тетраэдров). Наименьший размер элементов сетки был задан на поверхности модели, относительные размеры элементов сетки на поверхности экраноплана не более 0,003 (рис. 3). Максимальное число конечных элементов сетки достигало около 5 миллионов.
Рабочее тело - воздух со стандартными параметрами. В качестве модели турбулентности была выбрана модель Realizable к - е. Данная модель является улучшенной по отношению к модели Standart к- е. Модель ориентирована на описание потоков с малым числом Рей-нольдса. Предполагается, что поток турбулентный и вязкость играет малое влияние на течение. Выбор модели опирался на анализ факторов, определяющих обтекание компоновки в реальных условиях обтекания с учетом интерференции элементов компоновки и подстилающей поверхности, а также результаты аэродинамических исследований авторов с использованием различных моделей среды. Учитывались оценки и рекомендации разработчиков An-sys и ряда авторов [14, 15].
Аэродинамические характеристики компоновки
На рис. 4 демонстрируются основные аэродинамические характеристики компоновки без учета фюзеляжа (точка О -точка пересечения задней кромки второго крыла с плоскостью симметрии компоновки). Результаты расчетов приведены для относительного отстояния от экрана Я = 0,1. Коэффициент подъемной силы на малых углах атаки а обеспечивается угла-
ми установки переднего и заднего крыльев (сУа = 0,67). Значительный угол установки несущих поверхностей приводит к увеличению коэффициента лобового сопротивления сХа, что отрицательно сказывается на аэродинамическом качестве К (рис. 4).
На рис. 5 представлены зависимости аэродинамических коэффициентов от угла атаки а в пределах предполагаемого
эксплуатационного диапазона -2°< а <4.5° для различных отстояний Я. Наклон зависимости коэффициента подъемной силы сУа от угла атаки а имеет тенденцию к незначительному увеличению с уменьшением отстояния от экрана, а значение сУа при Я = 1, близко к результатам полета вне влияния экрана (Я = от). По мере прибли-
жения к поверхности экрана и с увеличением угла атаки возникает существенный момент на пикирование, особенно на малых отстояниях. Это происходит в результате того, что с уменьшением отстояния от экрана центр давления перемещается назад.
Рис. 2. Модель компоновки экраноплана в аэродинамической трубе Fig. 2. Model of WIG craft aerodynamic configuration in the wind tunnel
/
■
Рис. 3. Расчетная сетка экспериментальной модели экраноплана Fig. 3. Computational mesh of the experimental model of the WIG craft
c
Рис. 4. Аэродинамические характеристики экраноплана без учета фюзеляжа: a - зависимость коэффициентов подъемной силы сУа и силы лобового сопротивления сХа от угла атаки a; b - поляра; c - зависимость аэродинамического качества К от угла атаки а Fig. 4. Aerodynamic characteristics of the WIG craft ignoring fuselage: a - dependence of the lift coefficients сУа and the drag force cXa on the angle of attack a; b - polar; c - dependence of aerodynamic quality K on the angle of attack а
Несмотря на то, что предлагаемая несущая система экраноплана обладает небольшим аэродинамическим качеством, она может обеспечивать достаточно высокие несущие свойства за счет особенностей ее аэродинамики (рис. 6). Даже при незначительном углу атаки а на передней кромке первого крыла образуются два вихря. Вихри проходят над верхней поверхностью переднего крыла и под воздействием разряжения над передней кромкой заднего крыла и зоны повышенного давления под задним крылом смещаются на верхнюю по-
верхность заднего крыла. Вихри являются устойчивыми, так как их оси направлены под небольшим углом к вектору скорости обтекания компоновки. Наличие вихрей над верхней поверхностью несущих плоскостей создает дополнительное разрежение, которое улучшает несущие свойства компоновки и обеспечивает отсутствие дополнительных отрывов потока до, безусловно, значительных углов атаки а компоновки в целом. При этом на нижней поверхности несущих поверхностей создаются значительные зоны повышенного давления.
- (□nil Транспорт
UÉÉÉáJ ее le -' Transport
b
a
0,05 mz 0 \
-^
-0,05 i -0,1 -0,15 -0,2 -0,25 -0,3 -0,35 -0,4
2 -1 0 1 2 3 4 5 a, град
c
Рис. 5. Аэродинамические характеристики: a - зависимость коэффициента подъемной силы сУа от угла атаки а при различных отстояниях от экрана h; b - поляра компоновки при различных отстояниях от экрана h; c - зависимость коэффициента продольного момента mz от угла атаки а при различных отстояниях от экрана h Fig. 5. Aerodynamic characteristics: a - dependence of the lift coefficient сУа on the angle of attack а at various distances from the screen h; b - composition polar at different distances from the screen h; c - dependence of the longitudinal moment coefficient mz on the angle of attack а at various distances from the screen h
0 1 75 0.525
Рис. 6. Линии тока, образующиеся на переднем крыле Fig. 6. Flow lines formed on the front wing
Проведена оценка возможности обеспечения управляемости компоновкой экраноплана и увеличения ее несущих свойств при помощи аэродинамических управляющих поверхностей с учетом всех возможных вариантов симметричного и несимметричного отклонения управляющих поверхностей переднего и заднего крыльев (рис. 1 а). Отклонение управляющих поверхностей задней кромкой вниз обозначается со знаком «-», вверх - со знаком «+».
Отклонение аэродинамических поверхностей УП -1, 4 и Уп -2, 3 в режиме закрылков приводит к значительному приросту коэффициента подъемной силы (до величины прироста 53%). Наиболее эффективным является использование в режиме закрылков поверхностей только заднего крыла (УП -2, 4), так как в этом случае образуется существенная зона повышенного давления под обеими крыльями (рис. 7).
Таким образом, компоновка обеспечивает высокие значения коэффициента подъемной силы во всем эксплуатационном диапазоне углов атаки, что является положительным с точки зрения обеспечения широкого диапазона скоростей горизонтального полета.
В то же время компоновка демонстрирует высокую чувствительность и при-
емлемую реакцию на различные варианты отклонения управляющих поверхностей по изменению коэффициента продольного момента компоновки (рис. 7). Эти данные позволяют сделать вывод о широких возможностях реализации различных способов управления и балансировки компоновкой по высоте полета (отстоянию от экрана), углу тангажа.
Произведен анализ управляемости компоновки экраноплана на основе расчетов и зависимостей, изображенных на рис. 8 и 9. Как видно из графика (рис. 8), при любом варианте отклонения управляющих поверхностей с увеличением угла атаки а происходит увеличение коэффициента подъемной силы сУа . Коэффициент поперечного момента тх (рис. 9) с увеличением угла атаки уменьшается, однако величина изменяется несущественно.
С точки зрения создания момента крена наиболее эффективными является отклонение управляющих поверхностей на углы (данные варианты отклонения обеспечивают наибольшую мощность управления):
1. 82 = -15°,83 = 15°;;
2. 8г = $2 = -15°, 83 = 15°;
3. ^ = S2 = -15°, S3 = S4 = 15°.
Рис. 7. Аэродинамические характеристики крыльев для различных вариантов отклонения управляющих поверхностей в режиме закрылков (характерная площадь - площадь переднего крыла): a - зависимость коэффициента подъемной силы сУаот угла атаки а; b - зависимость коэффициента продольного момента mz от угла атаки а Fig. 7. Aerodynamic characteristics of wings for various deflection variants of control surfaces in the flap mode (characteristic area - the area of the front wing): a - dependence of the lift coefficient сУа on the angle of attack a; b - dependence of the longitudinal moment coefficient mz on the angle of attack а
Рис. 8. Зависимость коэффициента подъемной силы сУа от угла атаки а для различных вариантов отклонения управляющих поверхностей в режиме элеронов (характерная площадь - площадь переднего крыла) Fig. 8. Dependence of the lift coefficient сУа on the angle of attack а for various deflection variants of control surfaces in the aileron mode (characteristic area - the area of the front wing)
Рис. 9. Зависимость коэффициента поперечного момента тх от угла атаки а для различных вариантов отклонения управляющих поверхностей в режиме элеронов (характерная площадь - площадь переднего крыла) Fig. 9. Dependence of the rolling-moment coefficient mx on the angle of attack а for various deflection variants of control surfaces in the aileron mode (characteristic area - the area of the front wing)
Как видно, управление коэффициентом поперечного момента также является многовариантным, одного и того же эффекта можно достичь разными способами управления, сохранив при этом приемле-
мый коэффициент подъемной силы сУа. Этот факт позволяет выбрать наиболее оптимальный вариант управления с точки зрения его технической реализуемости и целесообразности.
На рис. 10 изображены результаты расчета коэффициента подъемной силы компоновки сУа в зависимости от угла атаки а для различных углов крена Y. Под углом крена Y понимается угол между плоскостью симметрии экраноплана и вертикальной по отношению к подстилающей поверхности плоскости. Вертикальная плоскость проходит через продольную ось экраноплана. е..
Однако считаем, что экраноплан поворачивается по крену вокруг оси, расположенной в районе боковой кромки задней несущей поверхности и направленной параллельно продольной оси экраноплана. Как видно, увеличение угла крена Y до 40 градусов приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы сУа примерно в 2 раза при углах атаки а до 15 градусов.
у = 0
у = 10 град у = 20 град у = 30 град у = 40 град
20
а, град
Рис. 10. Зависимость коэффициента подъемной силы сУа от угла атаки а и угла крена у (характерная площадь - площадь переднего крыла) Fig. 10. Dependence of the lift coefficient сУа on the angle of attack а and the bank angle у (characteristic area - the area of the front wing)
a
Исследованы аэродинамические характеристики экраноплана с корпусом (экспериментальной модели экраноплана). Результаты сравнительного эксперимента показали, что использование корпуса в компоновке экраноплана незначительно снизило его несущие свойства. В среднем от-
клонение значений составило около 2%, однако в непосредственной близости от экрана за счет влияния фюзеляжа значения коэффициента подъемной силы уменьшились в среднем на 5% (рис. 11, 12). Данный факт позволяет сделать вывод
1,2 1 0,8 0,6 0,4 ' 0,2 0
— - ft = 0.1 (с корпусом / with a craft body) — - ft = 0.4 (с корпусом / with a craft body) ~~ * " ft - 0.6 (с корпусом / with a craft body) * ft = 0.6 (без корпуса / without a craft body)
2 0 2 4 6 а, град
Рис. 11. Коэффициент подъемной силы сУа для компоновки с фюзеляжем Fig. 11. Lift coefficient су for aerodynamic configuration with a fuselage
0,05 0
-0,05 -0,1 -0,15 -0,2 -0,25 -0,3 -0,35 -0,4
m
-Ж- -
h = 0.1 (с корпусом / with a craft body) h = 0.1 (без корпуса / without a craft body) h = 0.4 (с корпусом / with a craft body) h = 0.4 (без корпуса / without a craft body) h = 0.6 (с корпусом / with a craft body) h = 0.6 (без корпуса / without a craft body)
а, град
0
2
4
6
Рис. 12. Коэффициент продольного момента mz для компоновки с фюзеляжем Fig. 12. Coefficient of longitudinal moment mz for aerodynamic configuration with fuselage
о том, что дальнейшие исследования компоновки возможно производить без учета фюзеляжа. Это позволит ускорить время
выполнения расчетов и при этом обеспечит приемлемую точность получаемых результатов.
Заключение
Использование двух несущих крыльев, расположенных по схеме «тандем», в компоновке позволяет реализовать на ней несколько управляющих поверхностей в виде механизации задних кромок (например, четыре управляющие поверхности), в отличие от компоновок с одним несущим крылом. Этим расширяются возможности непосредственного управления величиной подъемной силы, продольным и поперечным моментами компоновки.
Следует отметить, что предлагаемая компоновка обеспечивает значительный коэффициент подъемной силы сУа уже на нулевом углу атаки а и, следовательно, позволяет реализовать более ранний взлет с поверхности, а также полет на малых скоростях с небольшими углами атаки а без применения механизации. Однако, в случае необходимости создания высоких несущих свойств (увеличения коэффициента подъемной силы сУа без изменения угла атаки а) и достижения минимальных скоро-
1. Белавин Н.И. Экранопланы. 2-е изд., перераб. и доп. Л.: «Судостроение», 1977. 232 с.
стей полета, у компоновки предусмотрена развитая механизация, позволяющая повысить коэффициент подъемной силы сУа более чем в полтора раза. Возможность сохранения стабильных аэродинамических характеристик компоновки в широком диапазоне углов атаки а позволяет существенно расширить эксплуатационный диапазон скоростей горизонтального полета. Использование поддува от винтов силовой установки безусловно позволит еще значительнее уменьшить минимальные скорости полета.
Применение относительно больших установочных углов для крыльев приводит к снижению аэродинамического качества в области эксплуатационных углов атаки а экраноплана. Однако позволяет реализовать полет с незначительной скоростью и создать технические условия для организации высокоэффективного поддува под заднее крыло на основе штатной силовой установки.
кий список
2. Rozhdestvensky KV. Aerodynamics of a lifting system in extreme ground effect. Heidelberg: Springer,
2000. 352 р.
3. Пат. № 94009944, Российская Федерация, МПК B64C 39/00. Летательный транспортный аппарат -экраноплан / Б.С. Берковский; заявитель Научно-исследовательский центр БСБ. № 94009944/11; за-явл. 22.03.1994; опубл. 29.08.2017, Бюл. № 25. 4 с.
4. Панченков А.Н., Драчев П.Т., Любимов В.И. Экспертиза экранопланов. Н.Новгород: Типография «Поволжье», 2006. 656 с.
5. Пат. № 144538, Российская Федерация, Экраноплан / Н.Ф. Герасимиди; заявитель и патентообладатель Н.Ф. Герасимиди. № 2014102397/11; заявл. 24.01.2014; опубл. 27.08.2014, Бюл. № 24. 2 с.
6. Иродов Р.Д. Критерии продольной устойчивости экраноплана // Ученые записки ЦАГИ. 1970. Т. 1. № 4. С. 63-72.
7. Якубович Н.В. Самолеты Р.Л. Бартини. М.: «Русское авиационное общество» (РУСАВИА), 2006.
8. Пат. № 2629463, Российская Федерация, МПК B60V 1/08, B60V 1/18. Экраноплан интегральной аэрогидродинамической компоновки / В.В. Колганов; заявитель и патентообладатель В.В. Колганов. № 2016145256; заявл. 18.11.2016; опубл. 29.08.2017, Бюл. № 25. 4 с.
9. Пат. № 2432275, Российская Федерация, МПК B60V 1/08. Экраноплан / О.А. Волик, С.В. Метелица; патентообладатель Российская Федерация, от имени которой выступает Министерство промышленности и торговли Российской Федерации. № 2010116272/11; заявл. 26.04.2010; опубл. 27.10.2011, Бюл. № 30. 14 с.
10. Братусь С.Ю., Вшивков Ю.Ф., Галушко Е.А., Гусев И.Н., Кривель С.М. Аэродинамические особен-
ности и характеристики компоновок экраноплана схем «утка» и «тандем» // Вестник Иркутского государственного технического университета. 2016. № 5. С. 168-180.
11. Вшивков Ю.Ф., Галушко Е.А., Кривель С.М. Концепция и результаты аэродинамического проектирования экраноплана с широким диапазоном эксплуатационных углов атаки // Международный информационно-аналитический журнал «Crede Experto: транспорт, общество, образование, язык» (МИАЖ «Crede Experto»). 2015, № 1(03). [Электронный ресурс]. URL: http://ce.if-mstuca.ru/in-dex.php/issue2015-1 (14.12.2017).
12. Галушко Е.А. Комплексная оценка достоверности расчета аэродинамических характеристик сложных объектов с использованием ANSYS / Ю.Ф. Вшивков, Е.А. Галушко, С.М. Кривель // Международный информационно-аналитический журнал «Crede Experto: транспорт, общество, образование, язык» (МИАЖ «Crede Experto»)/ № 1 (03). Март 2015 [Электронный ресурс]. URL: http://ce.if-mstuca.ru/in-dex.php/issue2015-1 (14.12.2017).
13. Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Динамика самолета. Пространственное движение. М.: Машиностроение, 1983. 320 с.
14. Wilcox, D.C. Turbulence Modeling for CFD / D.C. Wilcox - La Canada, California: DCW Industries Ins., 1998. 477 p.
15. Тарасов А.Л. Исследование аэродинамических характеристик профиля крыла вблизи поверхности земли с помощью программного комплекса ANSYS FLUENT // Научный вестник МГТУ ГА. 2015. № 216. С. 135-140.
References
1. Belavin N.I. Ekranoplany [Ground effect crafts]. Leningrad: «Sudostroenie» Publ., 1977, 232 p. (In Russian).
2. Rozhdestvensky K.V. Aerodynamics of a lifting system in extreme ground effect. Heidelberg: Springer, 2000, p. 352.
3. Berkovsky B.S. Letatel'nyj transportnyj apparat -jekranoplan [The airborne transport vehicle - Wing-in-Ground effect vehicle] Application for invention. Patent RF, no. 94009944, 2017.
4. Panchenkov A.N., Drachev P.T., Lyubimov V.I. Ekspertiza ekranoplanov [WIG craft examination]. Nizhniy Novgorod: «Volga Region» Publ., 2006, 656 p. (In Russian).
5. Gerasimidi N.F. Ekranoplan [Wing-in-Ground effect vehicle]. Patent RF, no. 144538, 2014.
6. Irodov R.D. Criteria of the longitudinal stability of the WIG craft. Uchenye zapiski [TsAGI Proceedings], 1970, vol. 1, no. 4 (In Russian).
7. Yakubovich N.V. Samolety R.L. Bartini [R.L. Barti-ni's aircrafts]. Moscow: «Russian Aviation Society» (RUSA-VIA), 2006. (In Russian).
8. Kolganov V.V. Ekranoplan integral'noy aerogidro-
dinamicheskoy komponovki [Ground effect craft of the integral aerohydrodynamic configuration]. Patent RF, no. 2629463, 2017.
9. Volik O.A., Metelitsa S.V. Ekranoplan [Ground effect vehicle], Patent RF, no. 2432275, 2011.
10. Bratus S.Yu. Aerodynamic features and characteristics of GEV configurations of «duck» and «tandem» schemes. Vestnik Irkutskogo gosudarstvennogo tehnicheskogo universiteta [Proceedings of Irkutsk State Technical University], 2016, no. 5, pp. 168-180 (In Russian).
11. Vshivkov Ju.F., Galushko E.A., Krivel' S.M. The concept and results of aerodynamic design of the WIG craft with a wide range of operational angles of attack. Mezhdunarodnyy informatsionno-analiticheskiy zhurnal «Crede Experto: transport, obshchestvo, obrazovaniye, yazyk» [International information analytical journal "Credo Experto: transport, society, education, language"]. Available at: http://ce.if-mstuca.ru/in-dex.php/issue2015-1 (assessed 14 December 2017)
12. Galushko E.A. Kompleksnaya otsenka dostover-nosti raschota aerodinamicheskikh kharakteristik slozhnykh ob"yektov s ispol'zovaniyem ANSYS [Com-
plex estimation of the computation reliability of aerodynamic characteristics of complex objects using ANSYS]. Mezhdunarodnyy informatsionno-analiticheskiy zhurnal «Crede Experto: transport, obshchestvo, obrazovaniye, yazyk» [International information analytical journal "Credo Experto: transport, society, education, language"]. Available at: http://ce.if-mstuca.ru/in-dex.php/issue2015-1 (assessed 14 December 2017) 13. Byshgens G.S., Studnev R.V. Dinamika samoleta.
Критерии авторства
Вшивков Ю.Ф., Галушко Е.А., Кривель С.М. имеют на статью равные авторские права и несут равную ответственность за плагиат.
Конфликт интересов
Авторы заявляют об отсутствии конфликта интересов.
Prostranstvennoye dvizheniye [Aircraft dynamics. Spatial motion]. Moscow: Matire building Publ., 1983, 320 p.
14. Wilcox, D.C. Turbulence Modeling for CFD / D.C. Wilcox - La Canada, California: DCW Industries Ins., 1998, 477 p.
15. Tarasov A.L. Research of the wing in ground effect of aerodynamics profile with software ANSYS FLUENT. Nauchnyj vestnik MGTU GA [Civil Aviation High Technologies], 2015, no. 216, pp. 135-140.
Authorship criteria
Vshivkov Yu.F., Galushko E.A., Krivel S.M. have equal author's rights and bear equal responsibility for plagiarism.
Conflict of interests
The authors declare that there is no conflict of interests regarding the publication of this article.
