Самолёт-амфибия укороченного взлёта и посадки
AMPHIBIAN AIRCRAFT WITH SHORT TAKEOFF AND LANDING

Область применения
Изобретение относится к самолетостроению, а именно к самолетам-амфибиям.
Уровень техники
Известен самолёт-амфибия Lisa Akoya (Jane’s All the World’s Aircraft 2011-12, с. 207-208, ISBN 978-0-7106-2955-5), имеющий высокорасположенное крыло с наклонными вниз законцовками; двигатель с винтом, установленные на киле самолёта; в котором реализована трёхточечная схема гидродинамического режима с основными передними гидрокрыльями и задним гидрокрылом.
Недостатками известного решения является то, что имеется значительное вредное сопротивление интерференции на месте стыка гондолы двигателя, киля и стабилизатора и турбулентное обтекание этих элементов в спутной струе винта, а также не предусмотрены устройства для повышения устойчивости на переходном режиме, когда трёхточечная схема ещё не работает.
Наиболее близким к заявленному изобретению является самолет -амфибия, раскрытый в патенте РФ 2028965, содержащий фюзеляж, центроплан, консоли крыла, силовую установку, хвостовое оперение, шасси с механизмами управления, при этом фюзеляж выполнен в виде крыла малого удлинения, отличающийся тем, что самолет снабжен пилонами, расположенными по бокам центроплана и вдоль его оси симметрии.
Недостатками известного решения является то, что в нем не обеспечивается эффективное управление потоком воздуха с использованием внешних рулей при наличии широкого центроплана, который может создавать аэродинамическую тень при больших углах атаки, и не указаны решения для снижения сопротивления интерференции между крылом, фюзеляжем и хвостовым оперением, а также отсутствуют решения для уменьшения площади смачивания широкого днища на переходном режиме.
Раскрытие сущности изобретения
Техническим результатом данного изобретения является повышение аэродинамического качества и экономичности, достижение укороченного взлёта и посадки, повышение устойчивости и управляемости самолётов-амфибий.
Заявляется самолёт-амфибия, содержащий фюзеляж, поплавки, крыло с законцовками, хвостовое оперение, движитель, силовую установку, шасси, основные несущие гидрокрылья и заднюю водную опору, водный руль направления, отличающийся тем, что поплавки соединены с фюзеляжем, крылом и хвостовым оперением в виде профилированного кольца с помощью наплывов, зализов, а также продольных реданов вдоль днища; причем движитель винтового типа встроен в профилированное кольцо; причём профилированное кольцо содержит высокорасположенный руль высоты с боковыми профилированными поверхностями, а также боковые рули направления.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором основные несущие гидрокрылья имеют возможность работы в режиме гидролыж.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором задняя водная опора включает в себя низкорасположенную пяту скольжения, заднее гидрокрыло, причём между ними имеется водный руль направления.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором крыло является среднерасположенным.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором законцовка крыла наклонена вниз с возможностью реализации несущей аэродинамической функции с повышенной устойчивостью к срыву потока и функции поплавка.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором боковые поверхности руля высоты выполнены с возможностью дифференциального отклонения по отношению к центральной части профилированного кольца, обеспечивая изменение диффузорности канала профилированного кольца.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором рули направления в профилированном кольце выполнены с возможностью дифференциального отклонения, обеспечивая изменение диффузорности канала профилированного кольца.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, где рули высоты и направления в профилированном кольце выполнены щелевыми.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, содержащий отгибные пластины и вырезы на корневой части гидрокрыльев с возможностью пассивной стабилизации гидрокрыльев.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, содержащий отгибные пластины и продольные реданы на нижней поверхности встроенных поплавков с возможностью отсекания потоков воды, растекающихся поперёк днища самолёта.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, содержащий гидролыжи, имеющие уплощённую нижнюю часть и увеличенный размах с возможностью реализации взлёта-посадки на снег.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, имеющий плавный срез заднего контура профилированного кольца в нижней его части с возможностью снижения сопротивления.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, содержащий встроенные в нижнюю часть профилированного кольца поворотные пластины с возможностью изменения диффузорности кольца и защиты винта от набегающей сзади волны.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, винтовой движитель которого имеет встроенную в заднюю часть фюзеляжа гондолу с плавными переходами-зализами.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, в котором имеются плавные переходы-зализы между боковыми профилированными частями руля высоты и профилированным кольцом.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт с возможностью отбора воздуха через оконечность фюзеляжа со встроенными радиаторами охлаждения силовой установки для обеспечения отсоса пограничного слоя в области сужения фюзеляжа в задней его части и на переходах к боковому поплавку.
В одном из возможных вариантов заявляется самолёт, использующий механизацию крыла в виде предкрылков и закрылков.
Задача повышения аэродинамического качества и экономичности решается за счет гидрокрыльев и интегральной компоновки, в которой боковые поплавки соединены с фюзеляжем, крылом и хвостовым оперением в виде профилированного кольца с помощью зализов и наплывов, а также продольных реданов вдоль днища, при этом рули высоты, направления и винтовой движитель встроены в профилированное кольцо. Заявленный результат достигается за счёт уменьшения вредной интерференции между фюзеляжем, крылом и оперением, а также за счёт уменьшения обтекаемой площади при заданном внутреннем объёме, что совместно с применением гидрокрыльев ведёт к повышению аэродинамического качества. Также спутная струя винта касается только задней внутренней части кольца, что позволяет получить ламинарное течение потока на большей части поверхности самолёта перед винтовым движителем, в том числе - на большей части хвостового оперения. Повышение экономичности, кроме причины в виде увеличения аэродинамического качества, достигается также за счёт меньшей потребной мощности силовой установки благодаря использованию винтового движителя в кольце, что позволяет снизить необходимую мощность при заданной тяге.
Возможен вариант с расширением интегральной компоновки на законцовку крыла с возможностью реализации функции поплавка так, что законцовка интегрирована в крыло с помощью наплыва и имеет малый наклон вниз без выступающей поплавковой части; обеспечивается минимальное вредное сопротивление интерференции из-за относительно малого угла ее наклона и отсутствия отдельного перегиба в погружаемой части, при этом удерживается давление под крылом и снижается индуктивное сопротивление. В случае использования среднепланного расположения крыла достигается наилучшее аэродинамическая интеграция профилированного кольца в компоновку самолёта и лучшие условия для снижения вредного сопротивления интерференции. В вариантах с дифференциальным отклонением рулей высоты и направления винтовой движитель в кольце подстраивается под различные режимы полёта за счёт изменения диффузорности, для максимизации его эффективности. Возможен вариант с отсосом пограничного слоя в зоне сужения фюзеляжа при переходе на поплавок, в котором воздух проходит внутри фюзеляжа через охлаждение силовой установки, что даёт возможность повышения эффективности винтового движителя за счёт удержания потока на поверхностях перед ним и восстановления потерь на отсос за счёт нагрева от силовой установки. Возможен вариант плавного среза заднего контура профилированного кольца в нижней его части для снижения сопротивления.
Задача достижения укороченного взлёта и посадки решается за счёт использования гидрокрыльев, продольных реданов вдоль днища на переходе от встроенных поплавков к фюзеляжу, винтового движителя в профилированном кольце, а также благодаря интегральной компоновке. Гидрокрылья способствуют быстрому выходу на гидродинамический режим. При этом выход на гидродинамический режим облегчается за счёт большей тяги винта в профилированном кольце; за счёт большей тяги при заданной мощности также достигается уменьшение времени разгона. Благодаря интенсивному движению воздуха над интегрированными поплавками, фюзеляжем и корневой частью крыла, реализующегося благодаря работе движителя, получается дополнительная подъёмная сила над этими частями самолёта, что также способствует укорачиванию взлёта. Применение продольных реданов на соединении фюзеляжа с поплавками, позволяет отсечь потоки воды, растекающиеся поперек днища, что особенно важно при интегрированном профилированном кольце, наличие которого вызывает уширение днища в задней части самолёта, наиболее критичной к эффекту залипания (причиной которого является большая по площади смоченная водой поверхность) на переходе к скоростному гидродинамическому режиму.
Возможен вариант, где гидрокрылья начинают работать как гидролыжи при выходе на гидродинамический режим, что позволяет уменьшить брызгообразование, а значит - связанное с этим сопротивление, уменьшить энергетические затраты на взлёт и тем самым сократить его дистанцию. В варианте с дополнительными водоотражательными пластинами или продольными реданами на нижней поверхности поплавков также отсекаются потоки воды от корня крыла для уменьшения вредного смачивания на переходном режиме. В варианте с разделением задней водной опоры на заднее гидрокрыло и нижнюю глиссирующую опору, возможно также снизить брызгообразование на гидродинамическом режиме; при этом обеспечивается лёгкое отлипание от воды и быстрый выход на этот режим за счёт вынесенного назад гидрокрыла, которое обеспечивает максимальный момент силы в этом положении. В варианте среднепланного расположения крыла имеется возможность улучшения свойств отлипания от воды. В варианте с интегрированной наклонной законцовкой имеется возможность удержания повышенного давления под крылом вблизи поверхности земли, что позволяет снизить взлётно-посадочную скорость.
Задача повышения устойчивости и управляемости в гидродинамической части решается за счёт применения продольных реданов на стыке по днищу между встроенными поплавками и днищем вместе с трёхточечной схемой с гидрокрыльями и задней водной опорой. На переходных режимах продольные реданы способствуют устойчивости по крену, пока не начинает работать сама трёхточечная схема.
В варианте с комбинированными гидрокрыльями, имеющими функцию гидролыж имеется возможность повышения устойчивости за счёт большей собственной устойчивости гидролыж. В вариант, включающий в себя нижерасположенную заднюю глиссирующую опору, а также заднее гидрокрыло и водный руль направления между ними обеспечивается плавный устойчивый переход на гидродинамический режим с ограничением угла тангажа за счёт работы гидрокрылышка, при этом обеспечивается плавное снижение чувствительности водного руля направления при выходе из воды. Возможен вариант гидрокрыльев, которые имеют пассивную систему стабилизации на основе отгибных пластин и вырезов на корневой части гидрокрыльев.
Задача повышения устойчивости и управляемости в аэродинамической части решается за счёт интегрированного в профилированное кольцо руля высоты с боковыми профилированными поверхностями и интегрированных боковых рулей направления, а также за счёт наличия наплывов на переходе между поплавком и крылом. Руль высоты с боковыми профилированными поверхностями позволяет увеличить площадь для продольной стабилизации самолёта и управления по тангажу, что важно именно для хвостового оперения в виде профилированного кольца, чтобы удерживать поток от схода по сторонам. Вихрь от наплыва между крылом и поплавком позволяет обеспечить управляемость на больших углах атаки благодаря обеспечению безотрывного обтекания боковых профилированных частей руля высоты и поверхностей руля направления, что особенно важно из-за широкого корпуса самолёта с боковыми встроенными поплавками.
В варианте с щелевыми рулями направления и высоты с вогнутыми в сечение кольца частями обеспечивается удержание потока внутри профилированного кольца и на внешней поверхности рулей, а также аэродинамическая компенсация и улучшенная управляемость. В варианте наклонённой вниз интегральной законцовки-поплавка, имеется наплыв на переходе от основной части крыла, который работает как вихреобразователь на больших углах атаки, позволяя сохранить устойчивость и управляемость за счёт безотрывного обтекания законцовки; также наклонённая вниз законцовка обеспечивает лучшую устойчивость при боковом ветре.
Описание чертежей
Фиг. 1
- Схема самолёта в соответствии с изобретением (изометрия).
Фиг. 2
- Схема самолёта с видом днища (изометрия).
Фиг. 3
- Схема самолёта с видом днища (изометрия, увеличено).
Фиг. 4
- Изображение днища с комбинированными гидрокрыльями-лыжами (изометрия, увеличенное).
Фиг. 5
- Схема хвостовой части самолёта (вид сбоку).
Фиг. 6
- Схема работы боковых руля направления в профилированном кольце.
Фиг. 7
- Схема работы руля высоты.
Фиг. 8
- Схема отсоса пограничного слоя (изометрия, увеличенное).
На Фиг. 1
показан предлагаемый в данном изобретении самолёт-амфибия среднепланной компоновки, в котором встроенные поплавки (1) обеспечивают сопряжение между среднерасположенным крылом (2), фюзеляжем (3) и профилированным кольцом (4). Фюзеляж (3) имеет кабину (5). Между встроенными поплавками и верхней частью фюзеляжа имеется зализ (6), а между профилированным кольцом (4) и встроенными поплавками (1) - наплыв с зализами (7). Между крылом и поплавком имеется передний переходный наплыв (8) и зализ с переходом на заднюю кромку (9). Фюзеляж и поплавки вдоль днища имеют переход на основе продольных реданов (10). Поплавки располагаются от носа фюзеляжа (11) до задней оконечности фюзеляжа (12); имеют сопряжение (13) с носовой частью, профильное кольцо связано с задней частью поплавков как сверху, так и поперек днища бесступенчато (14).
Внутри профилированного кольца (4) находится воздушный винт (15), вал которого вращается в задней части фюзеляжа, которая преимущественно имеет форму встроенной гондолы (16), предпочтительно плавно сопряжённой с фюзеляжем (3) с помощью зализов (17). Винт (15) имеет вращающийся обтекатель (18), являющийся продолжением встроенной гондолы (16).
В профилированное кольцо (4) слева и справа от диаметральной плоскости корпуса самолёта интегрированы два руля направления (19) преимущественно щелевого типа. Руль высоты имеет основную поверхность щелевого типа (20), а также включает в себя боковые профилированные части (21) снаружи профилированного кольца. Имеются неподвижные переходные наплывы на наружной поверхности профилированного кольца - зализы (22).
К нижней (23) части фюзеляжа присоединены гидрокрылья (24).
Крыло (2) самолёта-амфибии имеет опущенные вниз (наклонные) законцовками (26). Крыло предпочтительно разделено на две секции: внутреннюю (27) и внешнюю (28) вместе с законцовкой (26) с наплывом (30). На консольной части располагается элерон (29), или любое другое устройство управления по крену, например, интерцептор.
Фиг. 2
На показан самолёт с видом на днище, которое включает в себя носовую часть (31), предпочтительно заострённую (волнорез); центральную часть (32) и переходную заднюю часть (33) Задняя часть (33) переходит в водный руль направления (34). Реданы (10) сходятся к хвостовой части самолёта в области днища, не образуя транцевого уступа; в области схождения продольных реданов расположено заднее гидрокрыло (35). Под задней частью (33) днища фюзеляжа имеется задняя глиссирующая пята (36). На нижней поверхности поплавков имеются пластины или дополнительные продольные реданы (37).
Фиг. 3
На показаны на гидрокрыльях-лыжах продольные отсекающие пластины или продольные реданы (38) и отгибы (39) на боковых внутренних гранях (40) и внешних гранях (41), соответственно. На гидрокрыльях-лыжах имеются рабочие поверхности скольжения (42); имеются также вырезы (43) вдоль задней кромки Сочленение встроенных поплавков (1) по днищу фюзеляжа, и частично, в хвостовой части самолёта по нижней поверхности профилированного кольца выполняется через продольные реданы (10); для плавного перехода к реданам от фюзеляжа используются зализы (44).
Фиг. 4
На  показана работа стабилизации гидрокрыльев-лыж (24) на переходном режиме, продемонстрировано выведение из положения равновесия.
Фиг. 5
На показана хвостовая часть при виде сбоку с воздушным винтом (15) на оси (45), с гондолой (16), обтекателем винта (18), аэродинамическим рулем направления (19), с основной частью руля высоты (20), боковыми профилированными поверхностями (21), с продольными реданами (10), водным рулём направления (34), задней глиссирующей пятой (36) и задним гидрокрылом (35). Имеется предпочтительная плавная обрезка контура (46) задней кромки кольца снизу. Имеются верхние комбинированные узлы (47) для подвески основной секции руля высоты (48) и аэродинамического руля направления (49). Поддерживающие узлы (50) поворота аэродинамического руля направления расположены в нижней части кольца, так что узлы (49) и (50) соосны одной виртуальной оси поворота (51). Имеется также узел поворота (52) боковых профилированных поверхностей (21). Также показаны ось водного руля направления (53) и узел его поворота в фюзеляже (54).
Фиг. 6
На приведена схема работы аэродинамических щелевых рулей направления (19), встроенных в профилированное кольцо (4), в сечении проходящем, через ось вращения (45) воздушного винта (15). Позиция (I) показывает нейтральное положение, позиция (II) стандартный поворот, позиция (III) показывает увеличение диффузорности (и возможный режим торможения). Руль имеет смещённую виртуальную ось поворота (51). Носок руля (55) отделён от профилированного кольца щелью (56). Задняя часть обшивки внутри кольца (57) и снаружи имеет вогнутости (58) на хвостике профиля. Внутренняя обшивка (59) имеет заглубление в сечение кольца, для удержания потока при его прохождении над щелью.
Фиг. 7
На  показана работа рулей высоты, позиция I - нейтральное положение; позиция II - положение на кабрирование; позиция III - положение на пикирование; позиция IV - дифференциальное отклонение основной секции руля высоты (20) и боковых профилированных поверхностей (21).
Фиг. 8
На показана схема отсоса пограничного слоя в месте сужения фюзеляжа. Для реализации схемы используются щели (60) (возможна также перфорация) в области стенки сужающейся части фюзеляжа (61) и прилегающей стенки зализа (6) - перехода на встроенный поплавок. Отбор воздуха осуществляется через щели и каналы в задней части фюзеляжа в зоны естественного разрежения - за обтекателем винта (62); также возможно использование специальной организованной щели (63) на оконечности фюзеляжа; естественным выходом является также обрезы зализов на оконечности фюзеляжа (64).
Осуществление изобретения
Сопряжения между поплавками (1) фюзеляжем (3), профилированным кольцом (4) и крылом (2) предпочтительно определяются гидродинамическими и аэродинамическими требованиями к ним в интегральной схеме самолёта-амфибии. Продольные реданы (10) на днище между фюзеляжем и поплавками, практически не ухудшают аэродинамику самолёта, но отсекают боковые потоки воды при переходе на гидродинамический режим и обеспечивают устойчивость на этом режиме. Переход-зализ от верхней части фюзеляжа к поплавку (6) плавный, с предпочтительно увеличивающимся радиусом к задней оконечности фюзеляжа (12) для снижения вероятности отрыва потока в сужающейся части фюзеляжа. Поплавки (1) встроены предпочтительно вдоль всей длины фюзеляжа (3) с плавным переходом (13) на его носовую оконечность (11) для максимальной аэродинамической интеграции. Боковые переходы (7) от профилированного кольца (4) к поплавкам (1) имеют вид форкилей с зализами. Переход (14) от задней части поплавка (1) к профилированному кольцу (4) бесступенчатый как по верхней части обшивки, так и со стороны днища.
Воздушный винт (15) вращается в профилированном кольце (4), преимущественно многолопастный, что позволит достичь его эффективности в широком диапазоне скоростей даже при установленном на земле постоянном шаге (что важно для класса лёгких самолётов LSA). Воздушный винт в кольце обеспечивает высокое соотношение тяги к мощности, при этом ускоряет поток над верхней поверхностью встроенного поплавка (1) и корня крыла (2). В совокупности это позволяет добиться более высоких взлётно-посадочных характеристик - уменьшения времени и длины разбега.
Встроенная гондола (16) позволяет согласовать максимальную высоту фюзеляжа с положением осевой линии профилированного кольца (4); имеются предпочтительные зализы (17) на переходе между гондолой и фюзеляжем. Силовая установка может располагаться как в гондоле, в задней или средней части фюзеляжа за кабиной (5), так и предпочтительно в передней части фюзеляжа, что позволит обеспечить центровку лёгкого самолёта при расположении кабины вблизи центра масс. При этом силовая установка включает в себя вал соединяющий двигатель с валом воздушного винта. Предпочтительно делать кабину (5), служащую для размещения экипажа или полезной нагрузки полностью аэродинамически интегрированной в фюзеляж без уступов и переходов.
Профилированное кольцо (4) находится в задней части самолёта и является частью хвостового оперения самолёта. Рули направления (19) и центральная часть руля высоты (20) интегрированы в профилированное кольцо, что обеспечивает минимальное сопротивление интерференции. Наличие боковых поверхностей (21) руля высоты очень важно с точки зрения обеспечения устойчивости и управляемости самолёта, особенного для лёгкого самолёта, где, как правило не используют системы стабилизации. Боковые профилированные поверхности (21) увеличивают площадь для управления, препятствуют стеканию потока с криволинейной поверхности (20) профилированного кольца. В целом, увеличение площади поверхности в верхней части кольца позволяет повысить устойчивость самолета в продольном направлении. Такая конфигурация дифференцирует потоки вдоль управляющей поверхности на наружный и внутренний через профилированное кольцо, что позволяет, при подборе площадей найти оптимальное соотношение влияния тяги винта при обдуве и скорости внешнего потока; в случае остановки винта снижается влияние затенения от его лопастей на управление; возможно обеспечить надёжное управление при больших углах атаки, так как часть поверхности управления (21) находится вне зоны затенения фюзеляжа. Такая конфигурация рулей высоты и направления также позволяет чисто с аэродинамической точки зрения (без срывных явлений и с минимальной интерференцией) интегрировать рулевые поверхности в кольцо винтового движителя-оперения при стандартном механическом креплении на шарнирах, как будет показано далее. Профилированные боковые части (21) руля высоты, связаны с основной частью руля высоты (20), причем связь может быть как жёсткой, так и реализованной через шарнирное соединение и систему управления; в последнем случае движение основной части (20) и преимущественно синхронное движение боковых профилированных поверхностей (21), связанных через дифференциальный механизм обеспечивают одновременное управление по тангажу и регулировку диффузорности канала профилированного кольца (4). Изменение диффузорности канала профилированного кольца за счет дифференциальной работы рулей высоты и направления позволяет достичь оптимальной эффективности на различных скоростях полёта. Неподвижные переходные наплывы на наружной поверхности профилированного кольца - зализы (22), позволяют снизить сопротивление интерференции и обеспечить простой ход при качании боковых поверхностей (21) за счет плоской щели. Дифференциальная работа рулей может обеспечиваться, например, за счёт программы управления в случае использования прямого подсоединения сервоприводов к рулям или с помощью любого известного дифференциального механизма, применяемого в авиации, например, для зависающих элеронов, элевонов или рулей V-образного оперения.
Задняя часть обшивки внутри рулей (57) внутри профилированного кольца и снаружи (58) имеет предпочтительно вогнутости на хвостике профиля для максимально полного восстановления статического давления как в диффузорной части кольца (на его выходе), так и снаружи. Внутренняя обшивка (59) имеет предпочтительно заглубление в сечение кольца, для удержания потока при его прохождении над щелью, уменьшения риска срыва потока в диффузорной части. При этом поток разделяется на носке (55) руля даже в нейтральном положении и попадает через щель на внешнюю поверхность, таким образом организуя сдув пограничного слоя и предотвращая отрыв потока на внешней стороне руля. За счёт выпуклости внешней поверхности профилированного кольца и смещённой виртуальной оси поворота (51) вдоль хорды появляется увеличенный замах для носка руля (55), что обеспечивает аэродинамическую компенсацию и перетекание потока через щель (56) при повороте, ведущее к увеличению эффективности рулей; фактически руль работает по типу забрала.
Имеется предпочтительная плавная обрезка контура (46) задней кромки профилированного кольца снизу, что позволяет уменьшить омываемую площадь задней части самолёта, при этом верхняя часть рулей высоты и рулей направления оказываются вынесенными назад, что необходимо для повышения управляемости и устойчивости самолёта. У этой кромки также могут быть отклоняемые поверхности для изменения диффузорности, обеспечения торможения и защиты от набегания волны при резкой остановке амфибии при малой тяге винта (в виде отклоняемых щитков).
Крыло (2) самолёта-амфибии имеет предпочтительно форму “крыла чайки” при виде спереди, с опущенными вниз (наклонными) законцовками. Крыло разделено на две секции: внутреннюю (27), имеющую преимущественно положительный угол V, и внешнюю (28) вместе с законцовкой (26) с наплывом (30). На консольной части располагается элерон (29), или любое другое устройство управления по крену, например, интерцептор. Секция (28) при такой форме крыла оказывается приподнятой над водой для защиты элерона (29).
Наплыв (30) служит генератором вихря, что особенно важно для законцовки наклонённой вниз, а также имеющей стреловидность, так как законцовка такого типа склонна к перетеканию потока вдоль своего размаха, что очень опасно, потому что ведёт к отрыву потока и резкому сваливанию в штопор. Отклонённые вниз законцовки известны в вариантах с удлинением на передней кромке у основания для образования вихря, а также с применением аэродинамического профиля с большим радиусом кривизны передней кромки (см., например, Geometry modifications of nonplanar wing tip design for adaptation to low speed range, A. Buscher et al, 25th International congress of the aeronautical sciences), но в данном случае решение заключается в отсутствии характерного излома с переходом на вертикальный поплавок так, что это позволяет уменьшить сопротивление интерференции. Вихрь в данном случае стабилизирует поток над верхней поверхностью такой законцовки; передняя кромка с большим радиусом скругления также снижает возможность срыва. Профиль с большей относительной толщиной по сравнению с консолью получается естественным образом из-за меньшей хорды. Законцовка предпочтительно должна иметь толщину профиля от 17% до 20% и практически прямоугольную форму, для увеличения объема вытесняемой воды в месте касания при наклонах. Причем законцовка может иметь уширение на своем конце, например, как на мотопланере BEDE BD-2 (где законцовка выполняла функцию уменьшения индуктивного сопротивления и увеличенных объёмов для размещения топлива). Основными преимуществами такой законцовки являются отсутствие излома с переходом на поплавок, как делается на существующих амфибиях, что позволяет снизить сопротивление интерференции. Такая законцовка хорошо удерживает поток воздуха под крылом вблизи поверхности, что способствует улучшению взлётно-посадочных характеристик. Также применение наклоненной вниз законцовки (с обратным углом V) улучшает устойчивость к боковому ветру. Для снижения вероятности зарывания законцовок в воду желательно делать край законцовки несколько выше воды при покое самолёта; за счёт действия подводных крыльев фюзеляж быстрее выходит из воды (по сравнению со схемами с реданом), что препятствует зарыванию. Законцовки в наибольшей степени работают как мера стабилизации при воздействии ветра и несимметричной загрузке, выполняют роль поплавка при движении на малой скорости по воде.
В целом за счёт наплывов перед крылом (8) и законцовкой (30) возможно достичь хороших противоштопорных характеристик и управляемости на больших углах атаки. Причём наплыв перехода на переднюю кромку крыла (8) позволяет поддерживать поток над корнем крыла на критическом режиме так, что рули направления (19) и боковые профилированные поверхности руля высоты (21) сохраняют управление.
К нижней (23) части фюзеляжа присоединены гидрокрылья-лыжи (24) - это гидрокрылья совмещающие функцию гидролыж с пассивной системой стабилизации; при этом имеют форму перевёрнутого V. V-образная форма гидрокрыльев-лыж, положение и форма отсекающих пластин (38), а также нагрузка на гидрокрыло подбираются так, чтобы достичь максимального аэродинамического качества, большего, чем у чистых гидролыж. Задняя глиссирующая пята (36) располагается на промежуточном расстоянии между оконечностью корпуса и гидрокрыльями-лыжами, исходя из оптимизации нагрузки на нее и областей стабильности по скорости для трёхточечной схемы.
На гидрокрыльях-лыжах имеются рабочие поверхности скольжения (42). находятся по уровню ниже фюзеляжа, при этом могут иметь любую из форм глиссирующих пластин с модификациями - плоскую, клиновидную, с продольными реданами и т.д. для достижения максимальной эффективности на глиссировании.
Центральная часть днища фюзеляжа (32), предпочтительно имеет увеличенный объём для обеспечения плавучести передней части самолёта и продольной стабилизации самолёта на воде, также уширенная часть позволяет увеличить размах гидрокрыльев-лыж при их заданном размере для лучшей поперечной стабилизации и повышения их аэродинамического качества. Переходная заднюю часть (33), предпочтительно с вогнутыми снизу и по бокам поверхностями для максимально полного восстановления давления.
Вырезы (43) вдоль задней кромки на гидрокрыльях-лыжах служат для уменьшения площади внутренних (наиболее близких) к фюзеляжу граней, что вместе с отсекающими пластинами (38). на них позволяет стабилизировать самолёт и избежать бокового зарывания крылом в воду. Внешние отгибы (39) служат для ограничения выброса воды вверх-вбок, которое может приводить к заливанию крыла, а при некоторых режимах, ограничивают образование струй, которые всё же могут перелетать через переднюю кромку и попадать в воздушный винт.
Элементы (38), (39), (42), (43) являются пассивной стабилизирующей системой для гидрокрыльев-лыж. При наклоне (выведении из равновесия) поток воды поперёк гидрокрыла-лыжи идёт наверх и при существенно большой площади у внутренней секции возникают моменты сил, усиливающие крен и дополнительно вызывающие разворот. Процесс идёт по нарастающей вплоть до момента времени, когда самолёт цепляет законцовкой водную поверхность и резко теряет скорость. Это механизм особенно сильно проявляется на переходном режиме к глиссированию, когда гидрокрылья-лыжи ещё частично погружены в воду, а корпус и законцовки уже достаточно вышел из воды и не может обеспечить поперечную устойчивость. Эта проблема полностью устраняется, благодаря вырезам у корня вблизи задней кромки (43) гидрокрыла-лыжи и наличию отгиба на внутренней поверхности (38), который может отсекать поток вниз; при этом площади на внешних сторонах гидрокрыльев-лыж (35) может не хватать для стабилизации в силу заведомо меньшей из-за площади из-за отношения хорды к размаху (то есть, меньшего удлинения), чем у чистых гидрокрыльев, применённых на Lisa Akoya. Для типа гидрокрыла, применённого на самолёте-амфибии Lisa Akoya (перевернутая U), по-видимому, более значительное влияние оказывает глубина погруженного крыла, вследствие чего его подъёмная сила увеличивается и положение равновесия восстанавливается. Это связано с большим удлинением такого гидрокрыла и меньшим влиянием потока воль размаха; однако все недостатки с повышенным брызгообразованием остаются в силе. Представленный в данном изобретении вариант решения даёт очень чистое глиссирование с минимальным брызгообразованием и высоким гидродинамическим качеством. Вырезы также способствуют амортизации гидрокрыльев-лыж в продольном направлении, что позволяет им в определённой степени подстраиваться по углу атаки и демпфировать колебания при неустойчивости типа дельфинирование.
Заднее гидрокрыло (35) выполняет роль транцевой плиты для уменьшения угла тангажа на переходном режиме, ускорения выхода на гидродинамический режим, при этом обеспечивая плавность этого выхода (для того, чтобы избежать резкого отлипания задней части корпуса). Избыточный угол тангажа может вызываться одновременным действием гидрокрыльев-лыж и корпуса (тогда как у реданных схем на этом режиме работает только корпус).
Для снижения вероятности отрыва потока в сужающейся части фюзеляжа и вследствие этого - снижения эффективности воздушного винта возможен вариант с отсосом пограничного слоя. В данном самолёте-амфибии зона перехода (6) между встроенным поплавком (1) и фюзеляжем (3) может являться чувствительной к отрыву потока из-за образующегося здесь диффузора. Благодаря такой схеме отсоса пограничного слоя через щель или перфорацию (60) возможен перенос наиболее широкой части фюзеляжа дальше к ее оконечности, без опасности отрыва потока, с целью удлинения зоны ламинарного обтекания. Размеры выходов отсоса (62, 63, 64) в зонах разрежения определяются оптимальным соотношением между потерями на отсос и потерями, связанными с отрывом потока, в конкретных конструктивных случаях. Отсасываемый воздух может проходить в задней части фюзеляжа через радиаторы охлаждения двигательной установки, что позволяет подвести к ним энергию и восстановить потери давления.
Одной из ключевых особенностей предлагаемого изобретения является максимальное отсекание потоков воды от развитой боковой поверхности задней части встроенных поплавков и профилированного кольца, что достигается наличием продольных реданов (10). Именно здесь это актуально из-за относительно большой ширины днища в задней части по сравнению со стандартными амфибиями, вследствие наличия кольцевого оперения. При отсутствии этих технических решений на переходном режиме будет происходит залипание задней части корпуса самолёта и потребуется значительная мощность для его преодоления и уменьшения смачиваемой поверхности. Особенно это сказывается в схемах с двумя боковыми погруженными поплавками (катамаранах и тримаранах). Причём это залипание может оказаться несимметричным (из-за крена), и вызывать значительный разворачивающий момент. Для дополнительного отсекания поперечных потоков воды от днища (помимо продольных реданов (10), выполняющих ту же роль на переходном режиме) на нижней поверхности поплавков могут быть установлены пластины или продольные реданы (37). Последнее решение особенно важно на начальном этапе разгона при ещё достаточно глубоком погружении корпуса в воду. Также реданы (10) и (37) служат для стабилизации самолёта на переходном режиме, пока в работу не включается трехточечная схема.
За счёт высокой удельной тяги винта в профилированном кольце, усиления потоков воздуха над поплавками наплывами и корнем крыла, а также за счёт эффективной работы гидрокрыльев-лыж достигается быстрый выход на гидродинамический режим, что позволяет добиться высоких взлётно-посадочных характеристик самолёта, даже без механизации крыла в виде закрылков, хотя среднепланная схема крыла позволяет установить их с достаточным выносом от воды.
Самолёт может быть выполнен с шасси, трёхточечным с передней стойкой, трёхточечным с задней стойкой, четырёхстоечным, с велосипедным шасси и любыми другими существующими вариантами. Конструкция может состоять из металлических, композитных, деревянных и любых других применимых к авиационной технике материалов с защитой от коррозии в водной среде.
С учетом изложенного, можно сделать вывод о том, что существенные признаки заявленного изобретения не известны из уровня техники и обеспечивают полное соответствие заявленного изобретения условиям патентоспособности «новизна» и «изобретательский уровень».
Заявленное изобретение может быть использовано в промышленности для реализации одно-двухместного самолёта-амфибии с высокой экономичностью и управляемостью, высокими взлётно-посадочными характеристиками, преимущественно в области лёгкой авиации. Таким образом, заявленное изобретение удовлетворяет условию патентоспособности «промышленная применимость».
Отсюда следует, что, по мнению заявителя, заявленное изобретение полностью соответствует условиям патентоспособности согласно ст. 1351 ГК РФ.