РАЗВИТИЕ ЭКРАНОПЛАННОГО ТРАНСПОРТА

Виктор Георгиевич Сергеев

(Продолжение. Начало в № 4 - 2007)

Часть 2. Физика экранного эффекта

Перед началом рассмотрения физики экранного эффекта на примере обтекания профиля двумерным потоком поясним и проиллюстрируем основные используемые в дальнейшем понятия и определения.

Известно, что аэродинамическая сила R_А на профиле (контуре крыла в продольном сечении) возникает за счет разности давления в потоке, обтекающем верхнюю (P_В) и нижнюю (P_Н) поверхности профиля. Разность давлений на верхней и нижней поверхностях профиля создается вследствие возникновения циркуляции Г при обтекании профиля потоком воздуха. Взаимодействие циркуляции с обтекающим профиль потоком создает аэродинамическую силу Y, равную (согласно теореме Н.Е. Жуковского) произведению циркуляции Г, скорости V и плотности невозмущенного профилем потока: Y = . При безотрывном обтекании профиля в вязкой жидкости возникает разгонный вихрь, равный по величине разгонному вихрю Г на профиле и вращающийся в противоположную сторону. Разгонный вихрь создает на задней кромке профиля угол скоса потока _h, равный углу между вектором скорости V невозмущенного потока и вектором скорости на задней кромке профиля (и крыла), индуцированного разгонным вихрем.

Изменение эпюры скоростей от поверхности профиля (где она равна нулю) до скорости невозмущенного набегающего потока V происходит в пограничном слое, толщина которого при обтекании воздухом в 100…1000 раз меньше длины хорды профиля b (отрезка прямой, соединяющего наиболее удаленные точки на передней и задней поверхностях профиля). Создаваемое скоростями на верхней и нижней поверхностях давление в аэродинамике выражают через коэффициент давления С_р, равный отношению разности статического давления на поверхности профиля P_Пст и в невозмущенном потоке P_ст к скоростному напору невозмущенного потока
q = . Распределение давления на профиле представляют в виде эпюры коэффициентов давления по длине хорды. Произведение суммы коэффициентов давления на нижней и на верхней поверхностях профиля на скоростной напор и хорду равно аэродинамической подъемной силе.

Главный вектор аэродинамической силы R_А приложен к профилю в центре давления X_д. В скоростной системе координат ось ОХ_А направлена вдоль вектора скорости V, ось ОY_А перпендикулярна оси ОХ_А. Момент силы относительно выбранной точки (за которую, как правило, на летательных аппаратах принимается центр масс X_цм, а на профиле - его самая передняя точка, т.е. носок профиля) называется моментом тангажа М_Z. Проекция вектора силы R_А на ось ОY_А называется подъемной силой Y_А, проекция силы на ось ОХ_А - силой лобового сопротивления Х_А. Угол между вектором скорости V и хордой профиля называется углом атаки α, угол между горизонтальной плоскостью и хордой профиля - углом тангажа ν. Вблизи естественного экрана - водной поверхности - вектор невозмущенного потока V, параллелен горизонтальной поверхности, поэтому вблизи экрана используется угол тангажа ν.

Сила лобового сопротивления Х_А профиля, или сила профильного сопротивления Х_Р, равна сумме силы сопротивления трения Х_F и силы сопротивления давления Х_Д. Сила сопротивления трения Х_F создается касательными силами, возникающими на поверхности тела при обтекании его вязкой жидкостью, и не зависит от высоты над экраном. Сила сопротивления давления Х_Д представляет собой проекцию на ось ОХ_А аэродинамических сил, нормальных к поверхности тела, обтекаемого потоком, и зависит от угла атаки. Подъемная сила и сопротивление связаны между собой соотношением Х_А = Y_А·tgφ, где ?φ- угол между векторами аэродинамической силы R_А и подъемной силы Y_А.

Вместо аэродинамической подъемной силы и лобового сопротивления используются соответствующие коэффициенты С_YА и С_XА, равные отношению подъемной силы и лобового сопротивления к произведению невозмущенного скоростного напора и площади крыла S, (а для профиля - длине хорды профиля): С_Y(Х)А= Y_А (Х_А)/ S·q.

Используя введенные понятия, физику экранного эффекта можно представить следующим образом.

Эпюра давления на профиле, движущемся вблизи опорной поверхности (экрана), по сравнению с обтеканием вдали от экрана на верхней поверхности профиля изменяется незначительно, а на нижней поверхности профиля - существенно, начиная "наполняться" и на малой высоте h = H/b < 0,1 становясь более равномерной и приближающейся к прямоугольной. "Наполнение" эпюры коэффициента давления на малой высоте происходит вследствие торможения потока между нижней поверхностью профиля и поверхностью экрана. При торможении потока возрастает статическое давление, равное разности между полным давлением и скоростным напором
(Р_ст = Р₀ - q), что обеспечивает устойчивость профиля по высоте: при приближении профиля к экрану статическое давление и, следовательно, подъемная сила увеличивается, а при удалении от экрана - уменьшается.

Выходящий из области повышенного давления поток имеет более высокую скорость по сравнению с обтеканием профиля вне экрана, что приводит к уменьшению угла скоса потока за профилем. При этом подъемная сила Y_А возрастает, а сила сопротивления давления X_А уменьшается. В результате аэродинамическая сила R_А увеличивается, угол φ между векторами подъемной силы Y_А и R_А уменьшается, а аэродинамическое качество K=Y_А/X_А увеличивается. Уменьшение угла скоса потока за профилем (и крылом) вблизи экрана является благоприятным в крейсерском полете, но снижает коэффициент максимальной подъемной силы оснащенного самолетной механизацией профиля и крыла. Поэтому отношение коэффициента максимальной и крейсерской подъемной силы в зоне действия экрана (2,5...3,0) меньше, чем на больших высотах вне зоны действия экрана (5,0...6,0).

Перераспределение давления на профиле вблизи экрана приводит, к росту производной коэффициента подъемной силы C_YА по углу тангажа ν вплоть до превышения теоретически возможной величины в идеальной жидкости в бесконечном потоке (вдали от экрана), равной 2π. Это является результатом участия в создании подъемной силы профиля не только циркуляции Г, но и давления Рст, обусловленного торможением потока между нижней поверхностью профиля и экраном.

На малой высоте движения профиля над экраном возникает движение воздуха и у поверхности экрана. Возникновение пограничного слоя на поверхности экрана, обусловленного как статическим давлением, так и присоединенной (увлекаемой профилем) массой воздуха, приводит к увеличению потерь энергии потока. Это выражается в увеличении сопротивления, которое может составить 30 % профильного сопротивления. При касании задней кромкой профиля поверхности экрана происходит полное запирание потока, и циркуляция исчезает. Подъемная сила, создаваемая только статической составляющей полного давления, уменьшается, и аэродинамическое качество профиля снижается. Эффект запирания потока начинает проявляться до касания крылом экрана на высоте, равной в первом приближении сумме толщин пограничного слоя на нижней поверхности крыла и на экране.

Кроме того, при малых углах тангажа (-1…3°) между нижней поверхностью профиля и экраном возникают условия, при которых реализуется эффект Вентури: увеличивается скорость потока между нижней поверхностью и экраном, а вместе с этим уменьшается статическая составляющая полного напора. При указанных углах тангажа, подъемная сила снижается и становится отрицательной. Иначе говоря, профиль начинает прижиматься к экрану. Данное явление определяется, в основном, формой нижней поверхности профиля и проявляется практически вплоть до высоты, равной двум хордам профиля, когда прирост подъемной силы за счет экранного эффекта становится уже пренебрежимо малым.

Эффект Вентури проявляется в узком диапазоне углов тангажа и коэффициента подъемной силы. При этом каждой высоте соответствует свой угол тангажа ν*. Назовем критическими угол тангажа ν* и соответствующий ему коэффициент подъемной силы C_Y*, при которых начинает быть заметным действие эффекта Вентури, производная коэффициента подъемной силы по высоте h = Н/b становится равной нулю и пропадает устойчивость профиля по высоте.

Существенное перераспределение давления на нижней поверхности профиля приводит к перемещению центра давления в сторону задней кромки профиля, положение которого зависит как от высоты над экраном, так и от угла тангажа. Для учета влияния перемещения положения центра давления на моментные характеристики и анализа характеристик устойчивости профиля вблизи экрана дополнительно к аэродинамическому фокусу по тангажу X_fν введено понятие аэродинамического фокуса по высоте.
Аэродинамическим фокусом по высоте X_fh называется точка, в которой отсутствует приращение аэродинамического момента по тангажу M_Z при изменении высоты h над экраном на постоянном угле тангажа.

Аэродинамическим фокусом по тангажу X_fν называется точка, в которой отсутствует прирост момента тангажа M_Z при изменении угла тангажа u на постоянной высоте над экраном: X_fν= = 0 при h = const.

Устойчивость профиля, двигающегося вблизи экрана, то есть способность возвращаться на прежнюю траекторию движения после прекращения возмущающего воздействия, складывается из устойчивости в периодическом и апериодическом движениях. При устойчивом продольном движении амплитуда колебаний (складывающихся, как правило, из длиннопериодических и короткопериодических) постепенно уменьшается, а траектория движения возвращается на траекторию, которая была до начала действия возмущающего воздействия. При неустойчивом продольном движении траектория движения после прекращения возмущающего воздействия удаляется от ее исходного положения (апериодическая неустойчивость), и/или амплитуда колебаний увеличивается. Необходимым условием апериодической устойчивости, является расположение аэродинамического фокуса по высоте X_fh впереди аэродинамического фокуса по тангажу X_fν и аэродинамического фокуса по тангажу - позади центра масс Х_цм.

Положение аэродинамического фокуса по тангажу X_fν незначительно изменяется при изменении высоты и угла тангажа. Положение аэродинамического фокуса по высоте X_fh существенно зависит как от угла тангажа ν, так и от высоты h над экраном, и при критических величинах ν* и C_Y* имеет разрыв, так как в этой точке подъемная сила не зависит от высоты профиля над экраном.

Форма средней линии профиля влияет на характер разрыва. Если средняя линия имеет вид дужки (с одной вогнутостью) или прямой (симметричный профиль), то при увеличении угла тангажа и приближении к критической точке ν* фокус по высоте X_fh стремится к минус бесконечности, а при приближении к критической точке ν* и C_Y* с уменьшением угла тангажа - к плюс бесконечности. Необходимое условие апериодической устойчивости, соблюдается в области докритических углов тангажа и коэффициента подъемной силы: ν_уст < ν* и C_Yст < C_Y*.

При S-образной средней линии профиля (с двумя вогнутостями) при приближении к критической точке с увеличением угла тангажа фокус по высоте X_fh стремится к плюс бесконечности, а с уменьшением угла тангажа - к минус бесконечности, и необходимое условие апериодической устойчивости, соблюдается в области закритических углов тангажа и коэффициентов подъемной силы: ν_уст > ν* и C_Yст > C_Y*. Иначе говоря, в некотором диапазоне углов тангажа и коэффициентов подъемной силы профиль обладает собственной апериодической устойчивостью. С увеличением высоты положение аэродинамического фокуса по высоте X_fh стабилизируется вблизи центра давления статической составляющей полного напора на нижней поверхности, но в связи с уменьшением величины статической составляющей величины изменений подъемной силы и момента тангажа становятся пренебрежимо малыми. Необходимое условие апериодической устойчивости при этом не выполняется. Это означает, что в зоне высот со слабым проявлением экранного эффекта, когда Н = (0,7…2)·b, в диапазоне практически используемых углов тангажа и коэффициентов подъемной силы профиль апериодически неустойчив, и для коррекции траектории движения при действии внешних возмущений требуется соответствующее управляющее воздействие.

Все сказанное выводилось для профиля или крыла бесконечного удлинения, на котором отсутствует перемещение воздуха вдоль крыла. На реальном крыле конечного размаха описанные свойства сохранятся. Распределение давления в средних сечениях крыла близко к распределению давления на профиле, однако в сечениях, расположенных ближе к концам крыла, характер эпюры давления изменяется вследствие перетекания воздуха из зоны повышенного давления на нижней поверхности в зону разрежения на верхней поверхности. Возникающий при этом присоединенный вихрь увеличивает угол скоса потока за крылом, что приводит к уменьшению подъемной силы и увеличению лобового сопротивления. Но благодаря повышению статического давления под нижней поверхностью крыла присоединенный вихрь перемещается за пределы размаха крыла. В результате угол скоса потока уменьшается по сравнению с самолетными высотами, на которых расстояние между центрами присоединенных вихрей меньше размаха крыла. Поэтому величина подъемной силы и аэродинамического качества крыла вблизи экрана больше, чем вне зоны действия экранного эффекта. Уменьшение перетекания в концевых частях крыла и, следовательно, увеличение подъемной силы и аэродинамического качества обеспечивается установкой концевых аэродинамических шайб.

Таким образом, можно определить следующие теоретические пределы экранного эффекта:

Применение шайб на концах крыла (Эшилл) уменьшает индуктивное сопротивление с ростом отношения высоты шайб к длине крыла.
Представленные в литературных источниках сведения позволяют выполнить расчетную оценку аэродинамики и устойчивости экраноплана, которые в дальнейшем необходимо уточнять путем проведения экспериментов в гидроканале, аэродинамических трубах и других установках.

(Продолжение в следующем номере).