RU2223200C2 - Seaplane - Google Patents
Seaplane Download PDFInfo
- Publication number
- RU2223200C2 RU2223200C2 RU2001121116/11A RU2001121116A RU2223200C2 RU 2223200 C2 RU2223200 C2 RU 2223200C2 RU 2001121116/11 A RU2001121116/11 A RU 2001121116/11A RU 2001121116 A RU2001121116 A RU 2001121116A RU 2223200 C2 RU2223200 C2 RU 2223200C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- wing
- flaps
- aerodynamic
- trailing edge
- water
- Prior art date
Links
Images
Landscapes
- Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (AREA)
Abstract
Description
Предлагаемое изобретение относится к области авиационной техники, а именно к гидросамолетам (ГС), летательным аппаратам, использующим аэродинамический экранный эффект при взлете и посадке. The present invention relates to the field of aeronautical engineering, namely to seaplanes (HS), aircraft using the aerodynamic screen effect during takeoff and landing.
Попытки реализовать экранный эффект в гидроавиации ведутся давно. Теоретические и экспериментальные работы обещают высокое аэродинамическое качество аэродинамического крыла при приближении его в полете, в частности при взлете и посадке самолета, к экрану (на расстояния 1,0÷0,05 средней аэродинамической хорды). Реализация этих разработок затрудняется тем, что
- характеристики движения ГС над жидким экраном хуже, чем над твердым экраном;
- сложно стабилизировать ГС по углам дифферента (в продольной вертикальной плоскости) и по высоте задней кромки крыла относительно экрана;
- поверхность водоемов, жидкий экран, часто представляет собой не плоскость, а взволнованную поверхность.Attempts to realize the screen effect in hydroaviation have been ongoing for a long time. Theoretical and experimental work promises high aerodynamic quality of the aerodynamic wing when it approaches in flight, in particular when taking off and landing the aircraft, to the screen (at a distance of 1.0 ÷ 0.05 of the average aerodynamic chord). The implementation of these developments is hampered by the fact that
- the characteristics of the motion of the HS over a liquid screen are worse than over a solid screen;
- it is difficult to stabilize the horizontal axis at the corners of the trim (in the longitudinal vertical plane) and at the height of the trailing edge of the wing relative to the screen;
- the surface of water bodies, a liquid screen, is often not a plane, but an excited surface.
Предлагаемая для рассмотрения конструкция позволяет более полно использовать экранный эффект для улучшения взлетно-посадочных характеристик ГС. The design proposed for consideration makes it possible to more fully use the screen effect to improve the takeoff and landing characteristics of the aircraft.
Известны легкие ГС Бе-103 и Р-50 (1), содержащие лодку, силовую установку, хвостовое оперение и глиссирующее немеханизированное аэродинамическое крыло, выполненное с положительным углом поперечного V таким образом, что поверхности управления самолетом по крену (элероны) расположены на концах консолей и не соприкасаются с водой на всех режимах движения летательных аппаратов (ЛА). Light Be-103 and R-50 GS are known (1) containing a boat, propulsion system, tail unit and a planing non-mechanized aerodynamic wing made with a positive angle of transverse V so that the roll control surfaces of the aircraft (ailerons) are located at the ends of the consoles and do not come into contact with water in all modes of movement of aircraft (LA).
Отсутствие механизации на крыле ухудшает взлетно-технические характеристики ЛА, а именно:
- увеличивает дистанцию разбега, что требует увеличения длины взлетной полосы на суше, а на воде базирования на более крупных водоемах;
- увеличивает посадочную скорость, что приводит к увеличению перегрузок на конструкцию при посадках и, соответственно, требует увеличения весовых затрат на прочность конструкции за счет снижения полезной нагрузки или за счет ухудшения летно-технических характеристик ЛА.The lack of mechanization on the wing affects the take-off and technical characteristics of the aircraft, namely:
- increases the take-off distance, which requires an increase in the length of the runway on land, and on base water in larger bodies of water;
- increases landing speed, which leads to an increase in the load on the structure during landing and, accordingly, requires an increase in the weight cost of the structural strength due to a decrease in the payload or due to a deterioration in the flight performance of the aircraft.
Известно изобретение (2), гидросамолет, содержащий корпус с реданом, крыло, вертикальное и горизонтальное оперение, стабилизирующую поверхность. При взлете и посадке, когда скорость глиссирования составляет величину Vгл≥0,3 Vотр (Vотр - скорость отрыва гидросамолета от воды), брызговые струи, выходящие из-под корпуса гидросамолета, попадают на крыло или стабилизирующую поверхность и, по замыслу авторов, должны обеспечивать продольную и поперечную устойчивость глиссирования самолета.The invention is known (2), a seaplane containing a body with a redan, a wing, vertical and horizontal plumage, a stabilizing surface. During takeoff and landing, when planing speed amounts to V ch ≥0,3 V neg (V neg - speed separation hydroplane on water), splash jet exiting from the seaplane hull fall onto the wing or stabilizer surface and according to the authors , must provide longitudinal and lateral stability of plane gliding.
Недостатком данной конструкции является то, что вектор сил брызговых струй, образовавшихся в основном скулой, пересекающей поверхность воды, в процессе разбега (пробега) меняется. Место образования вектора сил брызговых струй в свою очередь зависит от скорости самолета, угла хода и аэродинамической разгрузки, создаваемой аэродинамическим крылом. При движении по взволнованной поверхности воды, например на ветровой волне, возникают поперечные колебания по крену и как их следствие неустойчивость движения по курсу. The disadvantage of this design is that the force vector of the spray jets, formed mainly by the cheekbone crossing the surface of the water, changes during the take-off run. The place of formation of the force vector of the spray jets in turn depends on the speed of the aircraft, the angle of travel and aerodynamic unloading created by the aerodynamic wing. When moving along an excited surface of water, for example, on a wind wave, lateral oscillations occur along the bank and, as a consequence, instability of movement along the course.
Продольная и поперечная остойчивость в данной конструкции обеспечиваются традиционными средствами, корпусом лодки с реданом, расположенным за центром тяжести гидросамолета. Longitudinal and lateral stability in this design are provided by traditional means, the hull of the boat with redan, located behind the seaplane's center of gravity.
Следующим недостатком данной конструкции является то, что с увеличением скорости гидросамолета при разбеге осадка лодки уменьшается и расстояние между задней кромкой крыла и экранной поверхностью увеличивается, что ведет к снижению аэродинамического качества крыла в процессе разбега. Another disadvantage of this design is that with an increase in the speed of the seaplane during take-off, the draft of the boat decreases and the distance between the trailing edge of the wing and the screen surface increases, which leads to a decrease in the aerodynamic quality of the wing during the take-off.
Обобщая вышесказанные недостатки, можно сделать выводы:
- брызговые струи носят случайный характер и не могут обеспечивать устойчивое движение при глиссировании;
- увеличение расстояния между задней кромкой крыла и поверхностью воды снижает аэродинамическое качество в процессе разбега.Summarizing the above disadvantages, we can conclude:
- spray jets are random in nature and cannot provide a steady movement when gliding;
- increasing the distance between the trailing edge of the wing and the surface of the water reduces the aerodynamic quality during the take-off run.
Известно транспортное средство (3), взлетающее с воды и использующее при движении воздушную динамическую подушку. Транспортное средство имеет несущую поверхность, образованную полым корпусом, крылья расположенные симметрично по обе стороны корпуса. В условиях плавания средний участок задней кромки несущей поверхности погружается глубже его внешних зон. В средней зоне нижней стороны несущей поверхности 2 между крыльями 6 и 7 расположена поверхность 8 в виде клина V задней кромки 2а поверхности 2. Поверхность 8 выступает за плоскость поверхности 2 и, начиная от указанного места, постепенно переходит с легким наклоном в указанную плоскость заподлицо с ней. Кромка 2а проходит параллельно передней кромке 2б поверхности 2. Как и в заявляемой конструкции, центр тяжести аппарата расположен между глиссирующими поверхностями. A vehicle (3) is known to take off from the water and use an air dynamic pillow when driving. The vehicle has a bearing surface formed by a hollow body, wings located symmetrically on both sides of the body. In swimming conditions, the middle portion of the trailing edge of the bearing surface plunges deeper than its outer zones. In the middle zone of the lower side of the
Недостатком данной конструкции является то, что:
- глиссирующий клин образует волны и брызги в районе задней кромки крыла, дестабилизируя аппарат по углам тангажа;
- увеличение расстояния между задней кромкой крыла и поверхностью воды снижает аэродинамическое качество в процессе разбега;
- клин уменьшает аэродинамическую поверхность нижней части крыла и искажает воздушный поток.The disadvantage of this design is that:
- the planing wedge forms waves and splashes in the region of the trailing edge of the wing, destabilizing the apparatus at pitch angles;
- increasing the distance between the trailing edge of the wing and the surface of the water reduces the aerodynamic quality during the take-off;
- the wedge reduces the aerodynamic surface of the lower part of the wing and distorts the air flow.
Известен принятый за прототип гидросамолет по патенту (4). Known adopted for the prototype seaplane according to the patent (4).
Самолет-амфибия представляет собой лодку 1 с низкорасположенным глиссирующим аэродинамическим крылом 2, выполненным с положительным углом поперечного V, на котором установлены щитки 3, выполненные по размаху не более размаха ГО 4. В передней части щитка 3 закреплены кронштейны с осью вращения, которая установлена в кронштейне, закрепленном на неподвижной части крыла 2. За щитком 3 установлен механизм отклонения. Пружина 9 в исходном положении находится с предварительным поджатием и рассчитанная на выдерживание усилия давления набегающего потока. Характеристика пружины 9 подобрана так, что при движении ЛА по воде при попадании на щиток 3 струй воды они сжимаются и щитки 3 прижимаются к крылу 2, на котором расположен ограничитель 12, устанавливающий щиток 3 на рабочем угле. Щиток 3 закреплен шарнирно через кронштейны 13 к крылу 2 и через кронштейны 14. Размах щитков выбран из условий компенсации пикирующего момента от механизации: при движении ЛА в воздухе (фиг.5), парируя неблагоприятный пикирующий момент (Mz). An amphibious aircraft is a
В исходном положении, когда ГС находится на стоянке или на плаву, щитки 3 (закрылки 16) удерживаются на рабочем угле при помощи ограничителей 12. При разбеге по воде ГА нагрузка на щитки 3 (закрылки 16) увеличивается по мере увеличения скорости, и, когда усилие на пружины 9 станет больше установленного, они сжимаются. Щитки 3 (закрылки 16) поворачиваются относительно осей 6, и кронштейны 14 скользят по пазам ограничителей 12, пока щитки 3 не примкнут к хвостику крыла, а закрылки 16 не займут положение исходного профиля крыла 2. In the initial position, when the GS is parked or afloat, the shields 3 (flaps 16) are held at the working angle with the help of limiters 12. When the GA runs up on water, the load on the shields 3 (flaps 16) increases with increasing speed, and when the force on the springs 9 will become larger than the set, they are compressed. The flaps 3 (flaps 16) rotate relative to the axes 6, and the brackets 14 slide along the grooves of the stops 12, until the
При отрыве ГС от воды влияние водяных струй на щитки 3 (закрылки 16) прекращается и пружины 9, возвращаясь в исходное положение, отклоняют щитки 3 (закрылки 16), при этом кронштейны 14 скользят в обратном направлении в пазах ограничителей 12 до остановки щитков 3 (закрылков 16) на рабочий угол. When the GS is separated from the water, the influence of water jets on the flaps 3 (flaps 16) ceases and the springs 9, returning to their original position, deflect the flaps 3 (flaps 16), while the brackets 14 slide in the opposite direction in the grooves of the limiters 12 until the
Данная конструкция имеет следующие недостатки:
- при движении по воде закрылки находятся в убранном положении и не используются для повышения аэродинамического качества;
- глиссирование на нижней поверхности аэродинамического крыла из-за большой смоченной поверхности его ведет к значительному росту гидродинамического сопротивления, т.е. снижает гидродинамическое качество по скорости, снижает мореходность.This design has the following disadvantages:
- when moving on water, the flaps are in the retracted position and are not used to improve aerodynamic quality;
- gliding on the lower surface of the aerodynamic wing due to its large wetted surface leads to a significant increase in hydrodynamic resistance, i.e. reduces hydrodynamic quality in speed, reduces seaworthiness.
Задачей предлагаемого изобретения является обеспечение высокого аэро- и гидродинамического качества ГС при разбеге за счет использования щелевого эффекта и глиссирования ГС на закрылках. The task of the invention is to ensure high aerodynamic and hydrodynamic quality of the horizontal well during take-off due to the use of the slit effect and gliding of horizontal lines on the flaps.
Технический результат достигается тем, что ГС содержит лодку, хвостовое оперение и низкорасположенное глиссирующее крыло с закрылками. При этом закрылки выполнены в виде подводного крыла, установлены неподвижно в отклоненном на рабочий угол положении, ниже задней кромки крыла на стойках по длине крыла, образуя щель между задней кромкой крыла и закрылком с возможностью использования щелевого эффекта при разбеге гидросамолета. The technical result is achieved by the fact that the GS contains a boat, tail, and a low-lying planing wing with flaps. In this case, the flaps are made in the form of a hydrofoil, they are mounted motionlessly deflected by the working angle, below the trailing edge of the wing on the racks along the length of the wing, forming a gap between the trailing edge of the wing and the flap with the possibility of using a gap effect when the seaplane takes off.
Рабочее положение закрылка предназначено для взлета и посадки ГС с воды. The working position of the flap is intended for takeoff and landing of the horizontal well from the water.
Закрылки также могут быть выполнены выдвижными, устанавливаться в рабочее положение при взлете и посадке с воды. Они могут сочетаться с аэродинамическими закрылками, предохраняя их и нижнюю поверхность крыла от гидродинамических нагрузок. Flaps can also be retractable, installed in the working position during take-off and landing from the water. They can be combined with aerodynamic flaps, protecting them and the lower surface of the wing from hydrodynamic loads.
Площадь закрылков выбирается в зависимости от расчетной скорости всплытия задней части крыла. Удлинение выбирается из расчета максимально возможного гидродинамического качества закрылка и его прочности. При установке в рабочем положении закрылка по высоте учитывается мореходность ГС, т. е. максимальная высота волн, при которых он будет эксплуатироваться, с учетом того, что при движении в экранном режиме поверхность воды под крылом понижается. The flap area is selected depending on the estimated ascent rate of the rear wing. The extension is selected based on the maximum possible hydrodynamic quality of the flap and its strength. When the flap is installed in the working position in height, the seaworthiness of the gas is taken into account, i.e., the maximum wave height at which it will be operated, taking into account that when moving in the screen mode, the water surface under the wing decreases.
Решение работоспособно и обеспечивает решение поставленных задач:
- повышение аэродинамического качества происходит путем обеспечения гарантированного зазора между задней кромкой аэродинамического крыла и поверхностью воды, экраном за счет наличия щели между задней кромкой крыла и закрылком;
- повышение гидродинамического качества происходит за счет глиссирования на закрылках, которые выполнены в виде подводных крыльев, имеют в сечении гидродинамический, суперкавитируюший профиль.The solution is workable and provides a solution to the tasks:
- increasing the aerodynamic quality by ensuring a guaranteed gap between the trailing edge of the aerodynamic wing and the surface of the water, the screen due to the presence of a gap between the trailing edge of the wing and the flap;
- the increase in hydrodynamic quality occurs due to gliding on the flaps, which are made in the form of hydrofoils, have a hydrodynamic, super-cavitating profile in cross section.
Движение на закрылках в виде подводных крыльев обеспечивает более высокое гидродинамическое качество, чем глиссирование на нижней поверхности аэродинамического крыла. The movement on the flaps in the form of hydrofoils provides a higher hydrodynamic quality than gliding on the lower surface of the aerodynamic wing.
Сущность заявляемого устройства поясняется чертежами, где:
на фиг.1 показана боковая проекция ГС;
на фиг.2 показан вид СА снизу;
на фиг.3 изображено сечение А-А при исполнении механизации в виде закрылка;
на фиг. 4 приведена схема расчета геометрических параметров, стойки 5 условно показаны не все, только центральная и концевые;
на фиг. 5 показано положение закрылка и задней части крыла при движении на скоростях менее 0,3 Vотр;
на фиг. 6 показано положение закрылка и задней части крыла при движении на скоростях 0,3÷0,8 Vотр;
на фиг. 7 показано положение закрылка и задней части крыла при движении на скоростях более 0,8 Vотр.The essence of the claimed device is illustrated by drawings, where:
figure 1 shows a side projection of the HS;
figure 2 shows a view of the CA from below;
figure 3 shows a section aa when performing mechanization in the form of a flap;
in FIG. 4 is a diagram for calculating geometric parameters;
in FIG. 5 shows the position of the flap and the rear of the wing when moving at speeds of less than 0.3 V sp ;
in FIG. 6 shows the position of the flap and the rear of the wing when moving at speeds of 0.3 ÷ 0.8 V sp ;
in FIG. 7 shows the position of the flap and the rear of the wing when moving at speeds of more than 0.8 V sp .
Гидросамолет представляет собой лодку 1, имеющую первый редан 2, низкорасположенное крыло 3, выполненное с положительным углом поперечного V, на котором установлены закрылки 4. Закрылки 4 выполнены в виде подводного крыла, имеют в сечении гидродинамический, например, суперкавитирующий профиль. Закрылки 4 крепятся к крылу 3, например, неподвижно, ниже задней кромки крыла, в отклоненном на рабочий угол положении стойками 5, расположенными определенным шагом по длине крыла 3, образуя щель между задней кромкой крыла 3 и закрылком 4 (фиг. 7). Для самолетов с большими полетными весами и большими скоростями полета закрылки 4 выполняются выдвижными, аналогично аэродинамическим закрылкам, и крепятся к крылу 3 с помощью выдвижного механизма. В рабочее положение закрылки 4 устанавливаются перед взлетом с воды или перед посадкой на воду. На чертежах механизм выдвижения и уборки закрылков 4 условно не показан. The seaplane is a
Работа устройства при разбеге самолета происходит следующим образом. The operation of the device during take-off is as follows.
Перед началом разбега закрылки 4, если они выдвижные, выдвигаются в рабочее положение, образуя щель между задней кромкой крыла и закрылком 4. При движении ГС на скоростях от 0 до 0,3 Voтр начинает всплывать крыло 3, т.к. имеет большую площадь глиссирования и, следовательно, небольшую, относительно лодки 1, динамическую нагрузку (CΔ). При этом углы дифферента самолета уменьшаются. Этот этап разбега изображен на фиг.5.Before the start of take-off, the
При дальнейшем увеличении скорости разбега начинает всплывать первый редан 2 лодки 1, углы дифферента самолета увеличиваются. Затем при достижении расчетной скорости начинают работать закрылки 4. Закрылки 4 поднимают заднюю кромку крыла 3 над водой, между задней кромкой крыла 3 и поверхностью воды образуется зазор. С этого момента аэродинамика начинает работать с максимально возможным для данного крыла 3 аэродинамическим качеством (щелевой эффект). Смоченная поверхность глиссирующих поверхностей крыла 3 уменьшается, уменьшая гидродинамическое сопротивление крыла 3. Гидродинамическая нагрузка, приходящаяся ранее на нижнюю поверхность крыла 3, воспринимается закрылками 4. Увеличение аэродинамической подъемной силы крыла 3 уменьшает гидродинамическую нагрузку на ГС. Дальнейшее увеличение скорости самолета ведет к стремлению закрылков 4 к всплытию. При уменьшении глубины погружения закрылков 4 менее их хорды гидродинамическая подъемная сила закрылков 4 уменьшается. Это позволяет в большом диапазоне скоростей разбега самолета обеспечивать постоянное расстояние между нижней поверхностью крыла 3 и поверхностью воды. Этот этап разбега изображен на фиг.6. With a further increase in take-off speed, the
На скоростях, близких к отрыву самолета от воды, глубина погружения приближается к нулю, гидродинамическая подъемная сила создается только на нижней поверхности закрылков 4, т.е. закрылки 4 начинают работать как глиссирующие пластины в отличие от крыла, имея значительно меньшую смоченную поверхность. Этот этап разбега изображен на фиг.7. В полете убираемые закрылки 4 переставляются в положение, удобное для полета. At speeds close to the separation of the aircraft from the water, the immersion depth approaches zero, hydrodynamic lifting force is created only on the lower surface of the
При заходе на посадку, если закрылки 4 выдвижные, они выдвигаются в рабочее положение. При пробеге при касании закрылками 4 воды их работа повторяется, как и при разбеге, только в обратном порядке. When approaching, if the
Выбор геометрических параметров закрылков 4 показан на примере, схема расчета приведена на фиг.4. Взлетный вес самолета G=2000 кг, площадь аэродинамического крыла 3 Sкр=25 м2, скорость отрыва при взлете Vотр=36 м/с. Максимальное гидродинамическое сопротивление, горб сопротивления, наступает на скорости ~0,3 Vотр=12,0 м/с. Аэродинамическая подъемная сила на этой расчетной скорости Y= 340 кг. На заднюю кромку крыла 3 приходится вес самолета обратно пропорционально плечам между первым реданом 2 лодки 1, и центром тяжести ГС (L1), и центром тяжести ГС и задней кромкой крыла 3(L2). Соотношение плеч (k) в приводимом примере k=(L1/L2)=0,4. На скорости Vpac=12,0 м/с на заднюю кромку крыла 3 будет действовать нагрузка Рзк=k•(G-Y), Рзк=664 кг. Для создания подъемной гидродинамической силы, равной Рзк, оптимальна следующая площадь закрылка 4. Схема расчета приведена на фиг.4
Sзак=Рзк/(q•Сузак)=0,3 м2,
где q = 0,5•ρводы•V
Сузак=0,6 - коэффициент подъемной силы закрылка 4.The choice of the geometric parameters of the
S zak = R zk / (q • Su zak ) = 0.3 m 2 ,
where q = 0.5 • ρ of water •
Su zak = 0.6 -
При средней хорде закрылка 4bзак=125 мм, размах закрылка Lзак=2,4 м. Нагрузка с закрылка 4 передается на крыло 3 стойками 5, которые крепятся непосредственно к нервюрам крыла 3. Средняя аэродинамическая хорда крыла 3 bcax= 2,0 м, для использования щелевого эффекта (), при котором Су крыла наибольшие, hзк=100 мм,
где - высота задней кромки крыла относительно поверхности экрана, отнесенная к средней аэродинамической хорде крыла (bcax);
hзк - высота задней кромки крыла относительно поверхности виды и носка закрылка.With an average chord of the flap 4b zak = 125 mm, the flap span L zak = 2.4 m. The load from the
Where - the height of the trailing edge of the wing relative to the surface of the screen, referred to the average aerodynamic chord of the wing (bcax);
h zk - the height of the trailing edge of the wing relative to the surface of the species and toe of the flap.
Установка заявляемых закрылков неподвижно на самолетах с небольшими скоростями в крейсерском режиме в весовом отношении имеет преимущество перед выдвижными закрылками. Для оценки аэродинамических характеристик самолета с закрылками 4, установленными в рабочие положение неподвижно был произведен аэродинамический расчет (5). Исследовалось влияние закрылков 4 на аэродинамические характеристики самолета в зависимости от места его расположения относительно задней кромки крыла 3 и угла его установки на крейсерской скорости и на различных углах тангажа самолета. Закрылки 4 располагались:
- под задней кромкой крыла (в плане линия носиков крыла совпадала с задней кромкой крыла);
- под крылом (линия носиков смещалась на 500 мм вперед);
- за крылом (линия носиков закрылков смещалась на 100 мм назад от задней кромки крыла).The installation of the inventive flaps motionless on airplanes with low speeds in cruising mode in weight ratio has an advantage over retractable flaps. To assess the aerodynamic characteristics of an airplane with
- under the trailing edge of the wing (in plan, the line of the nose of the wing coincided with the trailing edge of the wing);
- under the wing (line of spouts shifted 500 mm forward);
- behind the wing (the line of the nose flaps shifted 100 mm back from the trailing edge of the wing).
Наиболее оптимальный вариант расположения закрылков:
- за крылом 3 линия носиков закрылков 4 смещена на 100 мм назад от задней кромки крыла 3;
- линия носиков закрылков 4 смещена на 100 мм ниже задней кромки крыла 3 (hзк=100 мм);
- угол установки закрылков 4 совпадает углом наклона нижней поверхности крыла 3.The most optimal flap location option:
- behind the
- the line of the nose flaps 4 is shifted 100 mm below the trailing edge of the wing 3 (h zk = 100 mm);
- the installation angle of the
При таком расположении закрылков 4 относительно крыла 3 закрылки 4 в полете не оказывают отрицательного влияния на аэродинамические характеристики самолета. With this arrangement of the
Заявляемое техническое решение позволяет гидросамолетам с низкорасположенным крылом получить и использовать уже имеющиеся следующие преимущества:
- гидросамолеты с низкорасположенным крылом в режиме плавания имеют значительно меньшую осадку, чем гидросамолеты с крылом, расположенным выше ватерлинии, что не ограничивает водоизмещение гидросамолетов при использовании их на мелководье;
- понизить центр тяжести гидросамолета, тем самым повысить устойчивость при глиссировании;
- при глиссировании исключить на нижней поверхности крыла гидродинамические нагрузки;
- стабилизировать крыло относительно экрана, создать гарантированный зазор между задней кромкой крыла и изменяющейся поверхностью экрана, что позволяет максимально использовать аэродинамический экранный или "щелевой" эффекты в широком диапазоне скоростей при движении по воде;
- повысить гидродинамическое качество глиссирования гидросамолета;
- повысить продольную и поперечную устойчивость при глиссировании.The claimed technical solution allows seaplanes with a low wing to obtain and use the following advantages:
- seaplanes with a low wing in sailing mode have significantly less draft than seaplanes with a wing located above the waterline, which does not limit the displacement of seaplanes when used in shallow water;
- reduce the center of gravity of the seaplane, thereby increasing stability during planing;
- when gliding, eliminate hydrodynamic loads on the lower surface of the wing;
- stabilize the wing relative to the screen, create a guaranteed gap between the trailing edge of the wing and the changing surface of the screen, which allows maximum use of the aerodynamic screen or "slot" effects in a wide range of speeds when moving through water;
- increase the hydrodynamic quality of gliding seaplane;
- increase the longitudinal and lateral stability when planing.
Источники информации
1. "Состояние и перспективы развития малых гидросамолетов и амфибий общего назначения" Материалы научно-практического семинара, прошедшего в ГосНИЦЦАГИ 21 июня 1995 г. ЦАГИ, М., 1996 г., с. 32, 47.Sources of information
1. "Status and development prospects of small seaplanes and amphibians of general purpose" Materials of the scientific and practical seminar held at the GosNITsTSAGI June 21, 1995 TsAGI, M., 1996, p. 32, 47.
2. Патент RU 2067063, кл. В 64 С 35/00. 2. Patent RU 2067063, cl. At 64 C 35/00.
3. Патент ФРГ DE 3729988 А1. 3. German patent DE 3729988 A1.
4. Патент RU 2151084, кл. В 64 С 35/00. 4. Patent RU 2151084, cl. At 64 C 35/00.
5. Расчет влияния стационарного закрылка на суммарные аэродинамические характеристики самолета Бе-103. Отчет завода. 5. Calculation of the effect of the stationary flap on the total aerodynamic characteristics of the Be-103 aircraft. Factory report.
Claims (1)
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001121116/11A RU2223200C2 (en) | 2001-07-26 | 2001-07-26 | Seaplane |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2001121116/11A RU2223200C2 (en) | 2001-07-26 | 2001-07-26 | Seaplane |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2001121116A RU2001121116A (en) | 2003-07-10 |
RU2223200C2 true RU2223200C2 (en) | 2004-02-10 |
Family
ID=32172035
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2001121116/11A RU2223200C2 (en) | 2001-07-26 | 2001-07-26 | Seaplane |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2223200C2 (en) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2504501C1 (en) * | 2013-01-14 | 2014-01-20 | Николай Евгеньевич Староверов | Seaplane fuselage (versions) |
RU2537218C2 (en) * | 2009-06-10 | 2014-12-27 | Айкон Эакрафт, Инк. | System to up amphibian dihedral stability (versions) |
-
2001
- 2001-07-26 RU RU2001121116/11A patent/RU2223200C2/en active
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2537218C2 (en) * | 2009-06-10 | 2014-12-27 | Айкон Эакрафт, Инк. | System to up amphibian dihedral stability (versions) |
RU2504501C1 (en) * | 2013-01-14 | 2014-01-20 | Николай Евгеньевич Староверов | Seaplane fuselage (versions) |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US7182036B2 (en) | Shock limited hydrofoil system | |
US10532812B2 (en) | Multi-hull seaplane | |
US3190582A (en) | Ground effects utilizing and transition aircraft | |
EP2440455B1 (en) | Wingtip and sponson interaction on an amphibious aircraft | |
KR100869633B1 (en) | Tandem/Canard WIG boat | |
US3908783A (en) | Winged surface effect vehicle | |
JPH01257663A (en) | Marine vehicle | |
US5105898A (en) | Hovercraft ground-effect vehicle | |
US20060284010A1 (en) | Hydrofoil for an amphibious aircraft | |
CN106516109B (en) | A kind of micro- splash high performance catamaran amphibious aircraft | |
US5277383A (en) | Amphibian aircraft | |
US7040574B2 (en) | Aircraft and watercraft adapted to float on main wing | |
CN113232832A (en) | Amphibious aircraft | |
US3987982A (en) | Wind-powered flying boat | |
CN201010045Y (en) | Ground-effect aircraft | |
US6230835B1 (en) | Ground effect vehicle | |
US20070245943A1 (en) | Wing In Ground Effect Hydrofoil Vessel | |
US3145954A (en) | Vehicle for non-air, semi-air, and full-air supported travel | |
CN100475649C (en) | Ground effect flyer | |
US3118411A (en) | Aero-glide boat | |
RU2223200C2 (en) | Seaplane | |
US5913493A (en) | Seaplane hull | |
US2942810A (en) | Hydrofoil craft | |
RU2328413C1 (en) | Lightweight amphibian aircraft | |
RU100036U1 (en) | SELF-STABILIZING SCREEN PLAN |