Содержание к диссертации
Введение
Глава 1 История развития экранопланов и современное состояние в области их создания 13
1.1 История развития экранопланов 13
1.2. Анализ реализованных проектов экранопланов по удельным показателям и применяемым критериям эффективности 30
1.3. О возможности создания на базе легкого экраноплана типа А эффективного транспортного средства 43
1.4. Выводы по главе 1 47
Глава 2 Оценка влияния параметров экраноплана типа А на его эффективность 48
2.1 Обзор существующих методов оценки эффективности транспортных средств 48
2.2 Критерии на основе транспортной эффективности 59
2.3 Статистическое моделирование экраноплана типа А 61
2.4 Анализ влияния геометрических параметров экранопланов на их весовые и аэро- гидродинамические характеристики 72
2.5 Выводы по главе 2 115
Глава 3 Теоретические и экспериментальные исследования по выбору параметров аэродинамической компоновки экранопланов типа А 117
3.1 Алгоритм управления проектированием экранопланов 117
3.2 Оптимизация схем по аэродинамическому качеству 121
3.3 Исследование схемы «обратная утка с вынесенным из зоны действия экрана дополнительным крылом» («модифицированная обратная утка») 135
3.4 Выводы по главе 3 151
Глава 4 Рекомендации по выбору параметров экраноплана типа «А» 152
4.1 Предварительный выбор основных параметров легкого экраноплана типа А 152
4.2 Методика приближенного расчета аэродинамических и моментных характеристик экраноплана 178
4.3 Об оценке продольной устойчивости экраноплана 194
4.4 Оценка экономических характеристик экраноплана 196
4.5 Рекомендации для проектирования 201
Заключение 203
Список использованных источников 204
- Анализ реализованных проектов экранопланов по удельным показателям и применяемым критериям эффективности
- Анализ влияния геометрических параметров экранопланов на их весовые и аэро- гидродинамические характеристики
- Исследование схемы «обратная утка с вынесенным из зоны действия экрана дополнительным крылом» («модифицированная обратная утка»)
- Предварительный выбор основных параметров легкого экраноплана типа А
Введение к работе
Актуальность темы исследования. Для решения проблемы по доставке пассажиров и грузов в труднодоступные районы Сибири, на Дальнем Востоке, включая побережье Северного ледовитого океана, где использование традиционных видов транспорта: железнодорожного, автомобильного, авиационного и речного, затруднительно или экономически невыгодно, необходима модернизация транспортной системы. Составной частью такой транспортной системы могут стать экранопланы разного тоннажа и типа.
Экранопланы типа А по классификации Международной морской организации (ИМО) могут эксплуатироваться только вблизи подстилающей поверхности. Они отличаются высокими, по сравнению с наземным и водным транспортом, скоростями. При движении по руслам рек способны значительно сокращать трассу за счет движения вне фарватера, преодолевать песчаные косы, отмели, порожистые участки рек.
В комплексе эти качества позволяют: исключить лишние транспортные звенья, повысить регулярность движения и производительность скоростного транспорта на реке, снизить затраты на обеспечение инфраструктуры.
Целью работы является определение областей рациональных значений основных геометрических параметров экранопланов типа А.
Задачи исследования:
– оценить технические возможности экранопланов, как новой составляющей транспортной системы;
– адаптировать существующие частные модели (аэродинамические, весовые, экономические), применяемые при проектировании самолётов на этапах технического задания, технического предложения и эскизного проектирования, к возможностям использования при проектировании экранопланов;
– адаптировать алгоритм выбора основных проектных параметров, синтезированный для самолётов, к применению при выборе основных проектных параметров экранопланов.
Объектами исследования в работе являются характеристики экраноплана типа А (весовые, аэродинамические, экономические) и их увязка с геометрическими параметрами.
Предмет исследования – весовые и технико-экономические показатели проектируемого экраноплана, определяющие эффективность экраноплана, как транспортного средства.
Методологическую и теоретическую основу исследования составили научные труды таких отечественных исследователей аэродинамики вблизи экрана как: Р.Е.Алексеев, Н.И.Зайцев, Н.И.Белавин, Р.Д.Иродов, А.И.Маскалик, А.В.Булыгин, А.Н.Моисеев, В.И.Жуков, А.Н.Панченков, В.В.Суржик, Р.А.Мусатов, В.А.Баринов, И.В.Остославский, А.С.Кравца, а также иностранных исследователей: P.R.Ashill, H.V.Borst, W.B.Wolf, E.Torenbeek, и других.
В области общего проектирования – С.М.Егера, А.А.Бадягина, Б.А.Колызаева, В.В.Фролова. В области оценки технико-экономических показателей проектируемого летательного аппарата – П.Г.Кузнецова, В.М.Шейнина, В.И.Богатова, А.С.Богданова, А.В.Абрамовского, С.А.Саркисяна, Г.С.Панатова, Л.Г.Фортинова, В.Д.Бурдакова.
Достоверность полученных результатов обеспечивается использованием общепринятых теоретических положений, рекомендаций, логикой рассуждений и выводов, а также сопоставлением полученных результатов с экспериментальными и теоретическими данными других исследователей.
Научная новизна
1) Проведено численное и экспериментальное исследование аэродинамической схемы «обратная утка с вынесенным из зоны действия экрана дополнительным крылом». Определена зона рационального сочетания относительных параметров основного и дополнительного крыла по критерию статической устойчивости и возможности реализации максимального аэродинамического качества.
2) Выявлена закономерность, позволяющая определять аэродинамические характеристики вблизи экрана крыльев, некоторых специальных форм на виде спереди, по методикам для прямого крыла с шайбами.
3) Предложено выражение для параметра, связывающего массовые и геометрические параметры экраноплана с характеристиками манёвренности, в частности величиной отклонения от траектории при выполнении плоского или смешанного разворота.
Практическая значимость работы заключается в том, что были разработаны математические модели, найдены области рационального сочетания некоторых основных параметров экранопланов, а также рассмотрены некоторые особенности выбора параметров и определения характеристик экранопланов. Предложенные модели и рекомендации, могут быть использованы при разработке и реализации проектов экранопланов типа А на стадиях анализа технического задания, технического предложения и эскизного проектирования.
Апробация работы.
Основные положения диссертации докладывались и обсуждались на научно-технической конференции аспирантов и студентов КнАГТУ 2009–2011 гг., заседании кафедры «Технологии самолётостроения» КнАГТУ 2013 г., на научных конференциях: «Будущее машиностроения России» МГТУ им. Баумана, Долгопрудный, 2008 г., «Решетнёвские чтения», СибГАУ, Красноярск, 2010 г., «Исследования и перспективные разработки в машиностроении», КнААПО, Комсомольск-на-Амуре, 2010 г., «Туполевские чтения», КГТУ, Казань, 2011–2012 г, «XXIV Научно-техническая конференция по аэродинамике», ЦАГИ, 2013 г.
Публикации.
По теме диссертации опубликованы 13 печатных работ, в том числе 5 статей. Из них 3 статьи в печатных изданиях, рекомендуемых ВАК. Также 3 работы опубликованы в сборниках материалов всероссийских и международных конференций, 1 работа опубликована в сборнике «Итоги диссертационных исследований» РАН.
Структура и объем.
Диссертация состоит из введения, четырех глав, заключения и списка использованных источников. Материал изложен на 213 страницах, включает 36 таблицы, 83 рисунка. Список использованных источников содержит 90 наименование.
Анализ реализованных проектов экранопланов по удельным показателям и применяемым критериям эффективности
На основании сведений, опубликованных в открытых источниках [1], [26], [27], [28], [29], [30], а также аналитических и рекламных материалах, представленных в сети Интернет, составлена таблица 1.1.
Для выявления закономерностей в реализованных проектах экранопланов, был проанализирован около 60 аппаратов как отечественной, так и зарубежной постройки. Для экранопланов характерно разнообразие аэродинамических, балансировочных и компоновочных схем. Однако несколько аэродинамических схем получили наибольшее распространение: прямоугольное крыло малого удлинения, схема с сочлененным крылом, а также схема с шатровым крылом Липпиша. Среди балансировочных схем выделяются «самолётная», тандем и «утка». Под таы-демной схемой будем понимать такое расположение крыльев, при котором крылья расположены друг за другом и находятся в зоне влияния экрана. Чаще используются схемы с прямоугольным крылом малого удлинения и с крылом Липпиша, тапдемной и «самолётной» балансировочных схем.
Исходными данными являются габаритные размеры экраноплапа; площади несущих поверхностей, находящихся в зоне влияния экранного эффекта (базовая площадь); площадь боковой проекции; взлетный вес; масса целевой нагрузки; тип, количество и энергетические характеристики (мощность для поршневых и турбовинтовых, тяга для турбореактивных) двигателей с разделением их, если возможно, на маршевые и стартовые; а также максимальная и крейсерская скорости полёта, дальность и высота полёта на экране.
Геометрические данные получаем по опубликованным проекциям аппаратов путем масштабирования по известным габаритным размерам.
Рассмотрим следующие параметры экранопланов: удлинение крыла X, для тандема берется характерное удлинение одного крыла, для остальных определяется
Предварительный анализ показывает значительный разброс значений крейсерского КПС, значения которого по ряду аппаратов превосходят 2,0 (см. рисунок 1.3). По результатам исследований [19] (см. рисунок 1.2) максимальное качество прямоугольных крыльев соответствует Су = 0,6 для X = 5 и Су = 0,3 для X = 1. Это позволяет с уверенностью сказать, что в создании подъемной силы на крейсерском режиме полета участвуют кроме несущих поверхностей, находящихся в зоне влияния экрана, горизонтальное оперение и/или статическая воздушная подушка с использованием тяги подъемных двигателей.
Рассматривая производительность А экранопланов и сравнивая с производительностью самолётов со сходной взлетной массой и массой целевой нагрузки, можно сделать вывод о крайней неэффективности экраноплана, как транспортного средства. Величина производительности для самолётов взлетной массой менее 15000 кг по статистике около 0,5 (т-км)/кг и приближается к 1 (т-км)/кг для административных самолётов. Однако большинство созданных экранопланов не предназначались для регулярной эксплуатации (коммерческой или военной) и представляли собой натурные образцы, поэтому их не целесообразно оценивать с экономической точки зрения.
В тоже время экранопланы, созданные для регулярной коммерческой эксплуатации, ЭК-12 «Иволга», Волга-2, AirFish-%, See Eagle, Акваглайд-5, Касатка-5 по критериям транспортной эффективности сопоставимы с современными самолётами и даже превосходят их (см. рисунки 1.4 и 1.5).
Однако по разным критериям транспортной эффективности одни и те же экранопланы оказываются на разном уровне по сравнению с самолетами. Поэтому такие критерии целесообразно использовать только при сравнении транспортных средств одного типа или как критерий эффективности при принятии компоновочных, конструктивных и других решений при проектировании.
Для сравнения экранопланов с самолетами и другими транспортными средствами необходим критерий, имеющих ясный физический смысл (в отличие от критерия Бартини-Фортинова) и высокую достоверность при сравнительном анализе альтернатив.
Анализ влияния геометрических параметров экранопланов на их весовые и аэро- гидродинамические характеристики
Рассмотрим прямое, оснащенное концевыми шайбами, отогнутыми вниз, крыло, находящееся в зоне действия экранного эффекта. Для определения аэродинамических характеристик необходимы следующие исходные данные:
- абсолютная высота задней кромки крыла в корневом сечении Н, м.
- высота шайбы по задней кромке крыла или разница высот задней кромки в корневом и концевом сечениях крыла Нш, м
- геометрические параметры крыла: удлинение крыла X; площадь крыла SKp, м2; сужение крыла ц\ размах крыла /кр, м; средняя геометрическая хорда (СГХ) Ьа, м; периметр крыла р, м; стреловидность по передней кромке &i к, град; стреловидность по задней кромке foh.j град; стреловидность по линии половины хорд Xi/2, град.
- параметры профиля СГХ: относительная толщина профиля с ; угол атаки при нулевом коэффициенте подъемной силы а0, град; максимальный КПС профиля Супых; коэффициент момента при нулевом коэффициенте подъемной силы Ст0. Характеристики профилей представлены, в том числе, здесь: [58].
- дополнительные параметры профиля: начало и конец прямолинейного (близкого к прямолинейному) участка нижней дужки профиля в долях хорды при нулевом угле атаки х\ и А 2 ; угол, на который необходимо повернуть профиль от положения, соответствующего углу а = 0, чтобы прямолинейный участок нижней дужки профиля стал горизонтальным а,,,,, град (в общем случае: угол атаки при котором влияние земли пренебрежительно мало для всех высот).
Влияние близости экрана на крыло двоякое: во-первых - прирост подъёмной силы, во-вторых - снижение индуктивного сопротивления. Наличие шайб и форма крыла на виде спереди (отрицательная F-образность, арочное крыло) вызывают дополнительное снижение индуктивного сопротивления.
Рассмотрим эти эффекты последовательно. Прирост подъёмной силы при приближении к экрану в большей степени вызван увеличением давления на нижней поверхности профиля. Это предположение легло в основу формулы для определения прироста подъёмной силы для крыла бесконечного размаха [59] (Borst H.V. Analysis of vehicles with wing operating in ground effect. A collection of technical papers. AIAA/SNAMB Advanced Marine Vehicles Conf. 1979, p. 136-144. Bibl. 18 NN (AIAA Paper X 79-2034).)
Коэффициент снижения индуктивного сопротивления K(h ) определяется формой крыла на виде спереди и относительной высотой крыла над экраном в долях размаха крыла. Характеристики крыльев специальной формы на виде спереди определяются через уменьшение значения относительной высоты над экраном относительно прямого крыла. Приведенная высота крыла над экраном /г в долях размаха с учётом концевых шайб определяется по формуле
Сопоставление относительных погрешностей КПС, представленных на рисунках 2.12 и 2.14, показывает схожесть их распределения по значениям углов атак, что подтверждается близостью значений среднеквадратичных ошибок ап проксимации (scp.KB. =-\/ХБ?/(и_1)): єсркв. =8,3% для арочного крыла, єср кв = 7,6% для прямого крыла с шайбами.
Отклонения при определении коэффициента момента больше (єсркв =12,8%) так как в выражение для его определение входит несколько величин, определение которых происходит также с некоторой погрешностью. Однако данная точность достаточная для применения на начальных этапах проектирования.
Традиционно при расчётах на прочность крыло заменяют на эквивалентную балку [31], для которой строят по действующим значениям воздушной нагрузки эпюры перерезывающей силы, изгибающего и крутящего моментов. Заменим крыло эквивалентной системой, состоящих из трёх силовых элементов, каждый из которых предназначен для восприятия только одного вида нагрузки:
- продольная стенкой с площадью сечения Fop (перерезывающая сила Q);
- два продольных элемента площадью F, находящиеся на одной оси, но разнесенные по вертикали на расстояние с, соответствующему максимальной толщина профиля (изгибающий момент Мюг);
- замкнутый контур размером 0,56 х с с толщиной обшивки б и периметром ркр = Ь + 2с, ограничивающий площадь Q. = 0,5Ь-с (крутящий момент Мг).
Все элементы выполнены из одного материала. Материал предполагается упругим, изотропным, однородным [68] и характеризуется удельным весом у, пределом прочности при растяжении at,, пределом прочности при сдвиге Ть.
Пусть крыло разделено на два полукрыла с зеркальным расположением элементов. Разобьём каждое полукрыло на п частей вдоль размаха, начиная от свободного конца. Будем считать, что в пределах г-ой части геометрические параметры силовых элементов не меняются. Зная значение силовых факторов, силовые и весовые характеристики материала можно определить теоретический вес i-ой части каждого силового элемента
Исследование схемы «обратная утка с вынесенным из зоны действия экрана дополнительным крылом» («модифицированная обратная утка»)
Схема представляет собой модификацию схемы «обратная утка», у которой дополнительное крыло вынесено из зоны интенсивного действия экранного эффекта, как стабилизатор в «самолётной схеме». Используется классификация Суржика, так как по другим данным [87], подобная схема относится к разновидности «самолётной схемы». Дополнительное крыло создаёт положительную подъёмную силу, что повышает аэродинамическое качество несущей системы. Центр масс системы находится между центрами давления основного и дополнительного крыла (см. рисунок 3.21)
Суржик B.B., оценивая устойчивость экраноплана по критериям Рауса-Гурвица для случая короткопериодичпого движения, предполагая, что скорость в процессе возмущенного движения остается постоянной (AF = 0), получил следующий критерий статической устойчивости экраноплана
Моделирование множества {N 1000) гипотетических экранопланов осуществляем по схеме, описанной в разделе 3.2. с дополнениями. Предполагается, что для используемых профилей положение фокусов по углу атаки и высоте, в долях хорды рассматриваемого крыла {Ьл\ и Ьй2, соответственно), постоянно и равно XFO. = 0,25, Xfh = 0,5. Для определения относительных выносов от центра масс аппарата носовых кромок крыльев в долях хорды соответствующего крыла, необходимо знать длину фюзеляжа. Длину фюзеляжа /ф определяем из модели, описанной в разделе 2.4.3. Предполагаем, что центр масс гипотетического аппарата расположен посередине фюзеляжа, тогда, зная относительный вынос дополнительного крыла, определяются относительные выносы носовых кромок крыльев по выражениям
На рисунке 3.22 приведены результаты моделирования. Показательно, что с ростом относительной высоты полёта зона сочетаний параметров 52 и Li, при которых выполняется условие (3.1), расширяется. Таким образом, целесообразно рассматривать границу зоны устойчивости для относительной высоты h\ =0,1. Граница приведена на рисунке 3.23.
Для экспериментальной проверки границы зоны устойчивости была создана летающая радиоуправляемая модель экрапоплана, представляющая собой летающую платформу с возможностью установки разных крыльев, изменения угла их установки, изменения положения центра масс модели. При выполнении полёта возможно управление частотой вращения воздушного винта, управление аппаратом по курсу и тангажу. Общий вид летающей модели представлен на рис. 3.24.
Основной частью модели является ферменный фюзеляж с полозковым шасси, на котором смонтированы винтомоторная группа и оборудование. На фюзеляже предусмотрены постоянные места для крепления крыльев различной конфигурации (основного крыла - в нижней части фюзеляжа, дополнительного крыла - на вертикальном оперении) и устройства для изменения угла установки каждого крыла в диапазоне от 0 до 8.
В эксперименте использовались четыре крыла с геометрическим удлинением, равным 5: основное крыло и три дополнительных с площадями 1,0; 0,8 и 0,5 относительно площади основного крыла. В качестве профиля для всех крыльев была использована плоская пластина относительной толщиной 4%.
Для возможности изменения положения центра масс модели в носовой части фюзеляжа была установлена штанга, по которой перемещался балансировочный груз.
Эксперимент проводился в два этапа. На первом этапе были определены теоретические значения аэродинамических параметров несущей системы с использованием методик, описанных в главе 2. Также были определены значения нейтральных центровок. Расчёт проводился для различных дополнительных крыльев с разными сочетаниями углов установки основного и дополнительно крыла. Для каждого значения нейтральной центровки определялось значение относительного выноса Ьг.
В ходе выполнения численного моделирования по первому этапу эксперимента было подтверждено положение границы зоны устойчивости, а также проанализировано возможное поведение экраноплана в области сочетания конструктивных параметров, соответствующей зоне неустойчивости (слева от границы). На рисунках 3.25, 3.26 приведены поясняющие графики.
Второй этап эксперимента заключался в проведении ряда запусков модели с установкой разных дополнительных крыльев с разными центровками. Все полёты выполнялись над ровной горизонтальной поверхностью с максимальной скоростью 12 м/с. Каждый полёт фиксировался двумя видеокамерами с частотой съёмки 50 и 30 кадров в секунду. Одна (50 кадр/с) была установлена в горизонте, так чтобы оптическая ось объектива была перпендикулярна направлению полёта модели. Оптическая ось объектива второй камеры (30 кадр/с) параллельна направлению движения модели.
Модель запускалась с полной тягой винта. Скорость полёта определялась по прохождению мерного отрезка. Высота полёта - по углу наклона поворотного щупа, один конец которого шарнирно закреплён на задней кромке основного крыла, а второй конец под действием собственного веса постоянно касается опорной поверхности. Угол тангажа определятся по углу наклона полозкового шасси. Устойчивость полёта после воздействия возмущающего фактора (отключение двигателя) определялась визуально.
Основным отличием модели от расчётной схемы является наличие движителя, ось которого расположена выше центра масс модели. За счёт чего возникает значительный пикирующий момент. Данный фактор влияет на положение границы зоны устойчивости в координатах S 2 и L г, граница смещается влево на 1.
В таблице 3.6 приведены некоторые характеристики модели с разными дополнительными крыльями, в таблице 3.5 представлена весовая сводка модели. В таблице 3.7 приведены данные обработки экспериментов.
Найдём в зоне устойчивости для схемы такую область значений конструктивных параметров 5 2 и Ьг, в которых было бы наиболее вероятно реализовать несущую систему максимальным аэродинамическим качеством. Расчёт будем производить аналогично расчёту для схемы «обратная утка», но со следующими замечаниями: на дополнительном крыле отсутствуют концевые шайбы. Диапазоны изменения всех варьируемых параметров, участвующих в расчёте приведены в таблице 3.8. Расчёт проводился для дискретных значений взлётной массы и относительной высоты из рядов т0 = 103, 5-Ю3, 10-Ю3, 50-Ю3, 100-Ю3, 200-Ю3 кг и йі = 0,1; 0,2; 0,3; 0,5; 1,0; 10, соответственно.
Предварительный выбор основных параметров легкого экраноплана типа А
Рассмотрим алгоритм выбора основных параметров экраноплана по аналогии с выбором параметров самолета [3]. Однако необходимо заметить, что отличия параметров и характеристик несущей системы экраноплана и самолёта ведут к значительному изменению расчётной модели. Поэтому формализация влияния близости земли на величину подъёмной силы - это задача, которую необходимо решать в первую очередь.
Известно, что под крылом, движущимся вблизи поверхности земли, возникает дополнительное давление. Эксперименты по определению распределения давления по профилю вблизи поверхности экрана, в частности, представленные в [19], показывают, что при приближении к экрану распределение давления по верхней поверхности профиля практически не меняется. Если рассматривать график распределения давления по нижней поверхности, то видно, что более чем на 80% хорды (исключая зоны вблизи носка и хвостика профиля) происходит смещение линии графика на одинаковую величину. Это позволяет рассматривать отдельно влияние близости земли на несущие характеристики профиля и определять общие характеристики профиля простым суммированием с характеристиками профиля, определенными для неограниченного потока. Таким образом, величина коэффициента подъёмной силы крыла у экрана определяется Для профиля (сечение крыла бесконечного размаха) эти величины независимы изначально. Для крыла конечного размаха это нарушается вследствие изменения производной от угла атаки с приближением к экрану (в пределе, достигая значений, соответствующих крылу бесконечного размаха). Это связано с уменьшением индуктивного сопротивления крыла из-за разрушения концевых вихрей.
Пусть для крыла конечного размаха в неограниченном потоке определена производная С »Кр, тогда с приближением к экрану величина производной будет увеличиваться на АСуКр . Таким образом, выражение для определения прироста коэффициента подъёмной силы крыла примет вид АСу кр = ДС кр(а - а0) + кх АСу пр, где кх - коэффициент влияния удлинения на величину прироста давления под крылом; АСУ „р - прирост значения КПС при приближении к экрану, определённый для профиля крыла бесконечного удлинения.
Следует заметить, что применение концевых шайб и специальных форм крыла на виде спереди, вызывают меньшее индуктивное сопротивление, чем у крыла такого же удлинения, находящегося в неограниченном потоке.
В первом приближении определить максимальную величину роста КПС за счёт влияния близости земли можно с использованием данных на рисунке 4.1. Метод основан на приведении профиля к плоской пластине бесконечного размаха с эквивалентными параметрами (угол атаки аэкв и относительная высота /гэкв) с дальнейшим учётом геометрического удлинения.
Рассмотрим пример: пусть на самолёте-прототипе используется профиль Р-Ш-15, со следующими характеристиками:
- угол атаки нулевой подъёмной силы а0 = -4,6;
- угол, на который необходимо повернуть профиль от положения, соответствующего углу а = 0, чтобы прямолинейный участок нижней дужки профиля стал горизонтальным, апл = 3.
Угол атаки крыла на расчётном режиме (режим взлета) а = 4, относительная высота над экраном h = 0,1, удлинение крыла самолёта-прототипа X = 5.
Таким образом, коэффициент роста КПС за счёт влияния близости земли лежит в широких пределах. В рассмотренном примере от 1,5 до 1,8. При меньших значениях геометрического удлинения диапазон будет только расширяться. Поэтому данной методикой можно пользоваться лишь для предварительных расчётов. Методика расчёта величины коэффициента подъемной силы крыла конечного размаха вблизи земли будет приведена ниже.
Известно, что для достижения максимального аэродинамического качества должно выполняться равенство коэффициентов индуктивного и профильного сопротивления. Таким образом, можно оценить максимальное увеличение аэродинамического качества. Для случая одинаковой геометрии
Величина удельной нагрузки на суммарную площадь несущих поверхностей определяется выбором минимального значения из ряда значений, полученных для разных режимов полета. Статистические данные, отражающие уровень значений удельной нагрузки на крыло, приведены на рисунке 4.5. Удельная нагрузка на суммарную площадь несущих поверхностей у всех легких экранопланов, участвовавших в анализе, не превышает 100 даН/м , что совпадает со статистическими данными по легким гидросамолетам [54].
Определение величины удельной нагрузки на начальном этапе необходимо, в большей степени, для оценки потребных несущих свойств и необходимости применения дополнительных средств создания подъемной силы.
Удельную нагрузку на суммарную площадь несущих поверхностей для обеспечения заданной крейсерской скорости полета определяем по формуле
Для легких экранопланов из-за эксплуатации вблизи поверхности воды или земли в большей мере, чем для современных самолетов, опасны порывы встречного и попутного ветра. Чувствительность к порывам ветра напрямую зависит от величины удельной нагрузки на крыло. Учесть порывы ветра можно, например, введя в формулу (4.2) вместо величины К.2, выражение \у + WT) , где WT - скорость порыва ветра, м/с.
Значение величины Су кр можно выбирать из условия достижения максимальной скорости, дальности или продолжительности полета. Оптимизация крейсерского режима экраноплана по скорости полета нерациональна, так как его полет проходит у земли в более плотной среде, чем у современного самолета. Скорость также должна быть ограничена по соображениям безопасности полета. Очевидно, что крейсерский режим полета должен соответствовать полету на максимальную дальность, при котором реализуется максимальное качество экраноплана, то есть С
Оценить потребную нагрузку на суммарную площадь несущих поверхностей в этом случае можно по данным самолета-прототипа с учетом формулы [88]
