МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ОБРАЗОВАНИЯ «НИЖЕГОРОДСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ИМ. Р.Е. АЛЕКСЕЕВА» Институт транспортных проблем Кафедра «Кораблестроение и авиационная техника» ИНСТРУКЦИЯ ПО ВЫПОЛНЕНИЮ КУРСОВОГО ПРОЕКТА ПО ДИСЦИПЛИНЕ «КОНСТРУКЦИЯ САМОЛЕТА» (ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИЙ ВОЗДУШНЫХ АМФИБИЙ) (ОПРЕДЕЛЕНИЯ, КЛАССИФИКАЦИЯ, ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ, ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ) (Инструкция и методические указания для студентов по специальности 24.05.07 «Самолето- и вертолетостроение») Специализация "Самолетостроение" Форма обучения очная Квалификация специалист Составители: В.П. Морозов Нижний Новгород 2015 СОДЕРЖАНИЕ Введение 3 ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ 4 1. ОПРЕДЕЛЕНИЯ И КЛАССИФИКАЦИИ 6 1.1. Основные определения 6 1.2. Классификация амфибийной техники 8 1.3. Классификация шасси на воздушной подушке. 12 1.3.1. Классификация по возможности амфибийного базирования 15 1.3.2. Классификация по схеме создания воздушной подушки 15 1.3.3. Классификация силовой установки СШВП. 18 1.3.4. Классификация эластичных (гибких) ограждение СШВП 19 1.3.5. Классификация по наличию нагнетателя и трансмиссии 21 1.4 Классификационный код определитель самолетов с шасси на воздушной подушке 22 2. ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ САМОЛЕТОВ С ШАССИ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ 24 Краткая история самолетов амфибий 24 2.1. История шасси повышенной проходимости 31 2.2. История летательных аппаратов с шасси на воздушной подушке 42 КОНСТРУКЦИИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С ШАССИ НА ВОЗДУШНОЙ 52 2.3. 3. ПОДУШКЕ 3.1. Особенности конструкций летательных аппаратов с шасси на воздушной подушке 52 3.2. Критический анализ конструкций самолетов с шасси на воздушной подушке 63 3.3. Самолет “Динго” -как практическая попытка гармонизации проектных решений 71 ЛИТЕРАТУРА 75 2 Введение Даны определения проходимости, амфибийности, безаэродромности, приведена классификации воздушных амфибий, включая классификации взлетно-посадочных устройств, различных видов шасси, способов создания воздушной подушки, и краткая характеристика этих способов. Показана краткая история развития самолетных шасси повышенной проходимости от колесных и лыжных опор до шасси на воздушной подушке, дано описание наиболее известных самолетов и экранопланов с шасси на воздушной подушке. Показаны особенности конструкций известных воздушных амфибий и дан анализ достоинств и недостатков отдельных, наиболее типичных конструкций. Пособие предназначено для студентов специальности 24.05.07 «Самолето- и вертолетостроение» дневной формы обучения, выполняющих курсовые, или дипломные работы по теме воздушных амфибий расширенного базирования. Работа подготовлена на кафедре «Кораблестроение и авиационная техника» 3 ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ АП-21 Авиационные правила, часть 21, АП-23 Авиационные правила, часть 23 ВО Вертикальное оперение ВС Воздушное судно ВП Воздушная подушка ВПУ Взлетно-посадочное устройство ВПП Взлетно-посадочная полоса ВПХ Взлетно-посадочные характеристики ИВПП Взлетно-посадочная полоса с искусственным покрытием ГТД Газотурбинный двигатель ГВПП Грунтовая взлетно-посадочная полоса ГО Горизонтальное оперение ДВП Двигатель воздушной подушки КАИ Казанский авиационный институт им. акад. А.Н. Туполева КБ Конструкторское бюро КОБМ Калужское опытное бюро моторостроения ЛА Летательный аппарат ЛТХ Летно-технические характеристики МД Маршевый двигатель МСА Международная стандартная атмосфера НЛГС Единые нормы летной годности гражданских транспортных самолетов-1985 г. ПД Поршневой двигатель СВВП Самолет вертикального взлета и посадки СВП Судно на воздушной подушке СУ Силовая установка СУВП Самолет укороченного взлета и посадки СШВП Самолет с шасси на воздушной подушке СОВП Самолет обычного взлета посадки (взлетающий с разбегом на колесном шасси) ТВД Турбовинтовой двигатель ТВА Турбовентиляторный агрегат ТРДД Турбореактивный двухконтурный двигатель ТЗ Техническое задание 4 ТТ Технические требования УПС Управление пограничным слоем (крыла) ЭО Эластичное (гибкое) ограждение воздушной подушки ШВП Шасси на воздушной подушке ЦАГИ Центральный аэрогидродинамический институт имени проф. Н.Е. Жуковского ЦКБ по СПК Центрально конструкторское бюро по судам на подводных крыльях ЦМ/ЦТ Центр масс /центр тяжести самолета FAR-23 Американские авиационные правила, часть 23 FAR-25 Американские авиационные правила, часть 25 СОКРАЩЕНИЯ 5 1. ОПРЕДЕЛЕНИЯ И КЛАССИФИКАЦИИ 1.1. Основные определения Проходимость - это способность воздушного судна (ВС) на тяге собственных двигателей совершать взлет, посадку и рулежку по аэродрому с минимальной зависимостью от состояния его поверхности при сохранении взлетной полосы для длительной эксплуатации летательных аппаратов. Проходимость обычно рассматривают как средство достижения безаэродромности. В этом отношении проходимость вторична. Под безаэродромностью (безаэродромным базированием) авиационные специалисты понимают способность ВС совершать взлет и посадку с площадки, имеющей минимальный состав аэродромного оборудования и элементарно подготовленные грунтовые ВПП. Военные специалисты под безаэродромностью понимают способность ВС к оперативным действиям с грунтовых или водных площадок, не обладающих демаскирующими признаками аэродромов. Амфибийность – свойство летательного аппарата базироваться (рулить, взлетать и совершать посадку) как на водной поверхности, так и на сухопутных аэродромах. Амфибийность не является синонимом проходимости, и определяет всего лишь двухсредностью базирования (amphibios, по-гречески, ведущий двойной образ жизни). Условным синонимом проходимости для амфибий является мореходность, определяемая максимальной высотой волны, до которой возможен взлет самолета с воды. Проходимость - это процесс взаимодействия двух сложных систем; - ВС вместе с летчиком с одной стороны, и, - аэродромной поверхности с другой. Проходимость со стороны ВС характеризуется стартовой тяговооруженностью, опорно-ходовыми параметрами шасси и эффективностью всех взлетно-посадочных устройств, (в том числе механизацией крыла, ускорителями и т.д.). Со стороны аэродромной поверхности проходимость определяется уровнем неровностей и физико-механическими характеристиками грунта. Чем больше уровень неровностей аэродрома и меньше допустимая твердость его поверхности, при которых возможно осуществление воздушным судном взлета и посадки, тем выше его проходимость. Шасси ВС является разновидностью взлетно-посадочного устройства (ВПУ), которое обеспечивает взлет, посадку и передвижение самолета по аэродрому. Шасси должно обеспечивать [ 1 ]: - перемещение ВС по аэродрому с заданными условиями эксплуатации; - восприятие и амортизацию посадочных нагрузок на конструкцию ВС; 6 - устойчивость и управляемость ВС на всех режимах; - торможение и стоянку (а для гидросамолетов –плавание) ВС; - заданный уровень надежности, безопасности и ресурс. Как было сказано ранее, шасси является видом ВПУ. Согласно [ 2 ] «Cовокупность всех элементов самолета, предназначенных для обеспечения перехода самолета из положения стоянки на земле в положение полета в воздухе, и наоборот, а также для обеспечения необходимых перемещений самолета по грунту в районе аэродрома, будем называть взлетнопосадочными устройствами». Упрощенная классификация ВПУ и место в ней шасси показано на рис.1,1 ВПУ летательных аппаратов ВПУ изменения подъемной силы ВПУ изменения продольного ускорения ВПУ обеспечения движения по ВПП (шасси) Рис.1.1. Классификация взлетно-посадочных устройств Под ВПУ изменения подъемной силы (ВПУ первого вида) понимаются все виды устройств, создающих вертикальную силу, будь то мощная механизация крыла, интерцепторы или винты вертолета. ВПУ изменения продольного ускорения (ВПУ второго вида) включают все виды самолетных устройств, кроме маршевых двигателей, создающих ускорение на разбеге или торможение на пробеге (бустерные двигатели, пороховые ускорители, спойлеры, тормозные парашюты и т.д., кроме колесных тормозов). ВПУ обеспечения движения по ВПП (ВПУ третьего вида), включают в себя собственно шасси и имеют свою разветвленную классификацию, принципиальная схема которой показана на рис.1.2. Определение “бесконтактное” шасси впервые ввел авиаконструктор Р.Л. Бартини в середине 70 годов. Сегодня известно два вида бесконтактного шасси – шасси на воздушной подушке -ШВП и шасси на магнитной подушке - ШМП. 7 Проблемами ШМП длительно занимались американские инженеры для палубной авиации. “Бесконтактное шасси” отличается от обычных видов шасси тем, что имеет более равномерное распределение нагрузок от реакции опорной поверхности на конструкцию ВС, примерно на порядок меньший уровень давления на поверхность аэродрома и в некоторых, идеальных случаях - гарантированный зазор между шасси ВС и аэродромной поверхностью. ШАССИ воздушных судов Контактное Опоры качения Бесконтактное Шасси на воздушной подушке (ШВП) Опоры скольжения Шасси на магнитной подушке (ШМП) Рис. 1.2 Принципиальная классификация шасси. 1.2. Классификация амфибийной техники Амфибийный транспорт – это все транспортные средства, способные двигаться как по твердой поверхности, (грунт, снег, лед), так и по воде. Гидросамолеты и самолеты амфибии многое заимствовали от наземной и водоплавающей техники, поэтому целесообразно рассмотреть классификацию летательных аппаратов амфибий с учетом этих видов транспорта. В самом общем виде амфибии можно разделить на два класса наземных и воздушных транспортных машин – амфибий, рис.1.3.. 8 АМФИБИИ ВОЗДУШНЫЕ АМФИБИИ НАЗЕМНЫЕ АМФИБИИ СУДА НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ САМОЛЕТЫ С ШВП ГИДРОСАМОЛЕТЫ АМФИБИИ ПЛАВАЮЩИЕ АВТОМОБИЛИ ЭКРАНОПЛАН Ы-АМФИБИИ Рис.1.3. Классификация транспортных амфибий 1.2.1. Наземные амфибии представлены двумя типами (подклассами) транспортных машин; – судами на воздушной подушке амфибийного типа - и плавающими транспортерами с колесным или гусеничным шасси. Суда на воздушной подушке (СВП) хорошо известны. Они могут быть амфибийными (преимущественно с гибким ограждением) и не амфибийными (скеговыми). В нашем исследовании рассматриваются в основном амфибийные аппараты, поэтому информацию о скеговых СВП мы упускаем. СВП широко используются в России и зарубежных странах в самых различных целях. Они могут быть самоходными (имеющими собственный движитель) и несамоходными, буксируемыми. Иногда последние аппараты называют платформами на воздушной подушке. В качестве примера СВП можно назвать наиболее известные советские и российские СВП «Пума» и «Марс-700», рис.1.4, и рис.1.5. 9 Рис.1.4. СВП «Пума». Москва Рис.1.5. СВП «Марс -700». Н. Новгород В России и за рубежом созданы специальные платформы для перевозки крупногабаритных грузов, автомобильной техники и различного оборудования. Они могут иметь собственный движитель, или буксируются либо трактором, либо специальным СВП буксировщиком с мощным тяговым упором. Ниже, на рис.1.6. и рис.1.7. показаны варианты самоходной и буксируемой ПВП. Плавающие транспортеры в большинстве своем не имеют устройства воздушной подушки и представляют собой автомобиль с водонепроницаемым корпусом. Движение по грунту осуществляется с помощью колес или гусениц, движение по воде за счет специального движителя – гребного винта, или любого другого устройства. В качестве примера на рис.1.8. приведены два транспортера. В некоторых случаях для снижения нагрузки на ось и повышения проходимости в транспортере используют устройство на воздушной подушке. Рис.1.6.Самоходная платформа на Рис.1.7. Платформа на ВП, буксируемая легким тракВП «Вояджер». Канада тором. Тюмень, Россия 10 Рис.1.8. Колесные амфибии военного и гражданского назначения 1.2.2. Воздушные амфибии являются летательными аппаратами и отличаются от наземных амфибий значительно большей крейсерской скоростью и тем, что наземный или водный участок является стартовым и занимает не более 3-5 % по времени и 0,1-0,05 % по расстоянию от воздушной трассы маршрута. Основную часть маршрутного пути амфибии второго класса проводят в состоянии полета в воздухе. Воздушные амфибии, в свою очередь можно разделить на; Гидросамолеты – амфибии, Экранопланы – амфибии, Самолеты с шасси на воздушной подушке (СШВП). Первый подкласс гидросамолетов - амфибий широко известен. В настоящее время в мире практически нет примеров «чистых» гидросамолетов (за исключением поплавковых), не имеющих колесных шасси для возможности посадки на взлетно-посадочные полосы (ВПП) наземного аэродрома. Россия традиционно лидирует в области разработки гидросамолетов, что связано с выдающимися научно-техническими достижениями ведущей проектной школы России ТАНК им. Г.М. Бериева. К наиболее современным российским гидросамолетам амфибиям можно отнести Бе-40 и Бе-200, рис.1.9.. В настоящее время только в России разработано и находится в эксплуатации около десятка легких гидросамолетов- амфибий, например Бе-103, ЛА-6, ЛА-8, Че-22, Корвет и другие. 11 А). Гидросамолет-амфибия А-40. Б). Бе-200 Рис.1.9. Гидросамолеты амфибии лодочного типа. Второй подкласс – амфибийных экранопланов относительно недавно «вышел в свет». Несмотря на то, что первые экспериментальные экранопланы могли ползать по полям и льду, регулярное движение по твердым опорным поверхностям для них было ограничено. Первым экранопланом, который условно можно назвать амфибийным, был десантный экраноплан «Орленок». Благодаря дополнительному колесному шасси, выпускаемому в воде (как у гидросамолетов) он мог выходить на ровный бетонный слип, двигаться и маневрировать на бетонной площадке. Используя поддув «Орленок» мог выходить на пологий берег на колесном шасси. Садиться и взлетать с бетонной полосы «Орленок» не мог. С целью существенного улучшения характеристик проходимости Р.Е. Алексеев разработал пневмобаллонное шасси, которое совместно с поддувом ( воздушной подушкой под крылом) позволяло экранопланам нового поколения не только выходить на необорудованный берег без бетонных слипов, но и взлетать с твердой поверхности, например снега и льда. Наиболее типичным образцом амфибийного экраноплана нового поколения является «катер -экраноплан» «Волга-2», выпускаемый малой партией на Нижегородском авиастроительном заводе «Сокол», рис. 1.10.а). Он создан как малый 8-местный экраноплан, и одновременно представлял собой летающую модель большого пассажирского амфибийного экраноплана, разработанного Р.Е. Алексеевым и названного им «Ракета-2», рис.1.10.б). А). Экраноплан «Волга-2» Б). Пассажирский речной экраноплан «Ракета-2» (проект) Рис.1.10. Амфибийные экранопланы ЦКБ по СПК 12 Третий подкласс – самолеты с шасси на воздушной подушке (СШВП) появился еще раньше экранопланов. Например, экспериментальный СШВП на базе УТ-2 был создан и испытан в 1940 году. В 70–х годах 20 века в СССР велись исследовательские работы по СШВП на базе самолета Ан14. За рубежом в 70 годы проводилось исследования ШВП на переоборудованных самолетах, рис.1.11.а. В настоящее время существенным шагом вперед считается построенный на Нижегородском авиастроительном заводе «Сокол» многоцелевой СШВП «Динго», рис. 1.11.б. Этот самолет отличается от других экспериментальных летательных аппаратов тем, что в нем изначально проект многоцелевого самолета строился «вокруг шасси на воздушной подушке» и на начальной стадии проектирования учтены вопросы надежности, безопасности и вредного влияния ШВП. А). СШВП LAKE-4 Канада. Б). СШВП «Динго» Рис.111. Самолеты амфибии с ШВП 1.3. Классификация шасси на воздушной подушке. Самолетное шасси на воздушной подушке имеет множество конструктивных решений. Однако, на практике, основные эксплуатационные характеристики ШВП определяются несколькими принципиальными особенностями, объединенными общими функциональными и конструктивными признаками. Это позволяет при анализе проектных решений сосредоточиться на наиболее важных, “весомых” особенностях конструкции, в конечном итоге определяющих эксплуатационную эффективность СШВП. Предлагаемая ниже классификация в целом отражает принятые взгляды на аппараты на воздушной подушке в научно – техническом сообществе России [ 5 ]. В ней учитывается авиационное направление исследований. Классификация имеет смешанную матрично-иерархическую форму по основным функциональным признакам, рис.1.12 – 1.17. 13 По возможности амфибийного базирования Не амфибийное СШВП Амфибийный СШВП Рис..1.12. Классификация СШВП по возможности амфибийного базирования (возможности взлета и посадки с грунта и воды) По схеме создания воздушной подушки Сопловая схема создания ВП Проточная схема создания ВП Камерная схема создания ВП Бескамерная схема создания ВП (воздушная смазка) Однокамерная схема Многокамерная схема Рис.1.13. Классификация ШВП по схеме создания воздушной подушки По функциональному разделению двигателей Единая силовая установка (ЕСУ) Раздельная силовая установка (РСУ) Комбинированная силовая установка (Ком.СУ) Рис. 1.14. Классификация ШВП по разделению группы двигателей на маршевое движение и работу ВП (подъемные двигатели) 14 По принципиальной конструкции эластичного ограждения (ЭО) Замкнутый контур поперечного сечения ЭО Разомкнутый контур поперечного сеченния ЭО (тип "Баллон") (тип "Юбка") Рис.1.15. Классификация ШВП по типу (конструкции) эластичного ограждения По способу уборки шасси Не убираемое ШВП Частично убираемое, трансформируемое ШВП Убираемое ШВП Сбрасываемое ШВП Рис.1.16. Классификация ШВП по способу уборки шасси. Классифицирование подъемного комплекса СШВП по наличию нагнетателя имеет свою развитую классификационную схему, рис..1.1.7. Классификация ШВП по наличию нагнетателя и трансмиссии С нагнетателем По типу нагнетателя Осевой вентилятор Центробежный вентилятор По типу трансмиссии Без нагнетателя По способу отбора воздуха от двигателя Поддув газа от двигателя Убираемый воздухозаборник Поворот струи дефлектором Не убираемый воздухозаборник Поворот всего двигателя Механическая Газовая Гидравлическая Эжектор Электрическая 15 Рис.1.17. Классификация ШВП по нагнетателю и трансмиссии Пояснения к классификации СШВП 1.3.1.Классификация по возможности амфибийного базирования Разделение СШВП на амфибийное и не амфибийное заимствовано из классификации гидросамолетов. Установка на гидросамолет дополнительного колесного шасси расширяет условия базирования и превращает его в амфибию. Не амфибийный гидросамолет может использовать подкатное колесное шасси, однако это не превращает его в амфибию. Так на рис. 1.18. и 1.19. показаны два поплавковых гидросамолета: - самолет «Цессна - Караван» на поплавках и Ан-2В (водный поплавковый вариант). Небольшое колесное шасси позволят американскому самолету, рис.1.18 совершать посадку на аэродром с бетонным, или асфальтным искусственным ровным покрытием ВПП. Съемное колесное шасси Ан-2В, рис.1.19, крепится на поплавках в воде и позволяет вывозить самолет по слипу на берег. А). Самолет «Цессна Караван» - поплавковый вариант с дополнительным колесным шасси. Б). .Самолет Ан-2В не амфибийного базирования.. Рис.1.18. Сухопутные самолеты с поплавковым шасси. 1.3.2. Классификация по схеме создания воздушной подушки Принципиальные схемы создания воздушной подушки (ВП) показаны на рис.1.19. - 1.23. Каждая из схем имеет свои особенности: Сопловая схема создания ВП, рис.1.19, характеризуется особенностью подачи воздуха в камеру ВП через сопловой аппарат, образующий периферийное, замкнутое по контуру ВП сопловое устройство. Сопловой аппарат выравнивает струю воздуха и направляет её по всему 16 периметру под некоторым углом внутрь камеры ВП. Теоретически, периферийное струйное устройство ВП приводит к минимальным энергетическим затратам по сравнению с другими схемами создания ВП. В практике СВП сопловой способ впервые появился на английском аппарате SRN-1. До момента появления гибких ограждений на СВП, этот способ требовал наличия протяженных воздуховодов в конструкции судна и создания сложного устройства с профилированной щелью по всему периметру днища ЛА. Такие конструкции плохо согласовывались с требованиями непотопляемости и плавания, были сложны в обслуживании и существенно увеличивали массу аппарата. С появлением гибких ограждений необходимость в длинных , сложных воздухопроводах, пронизывающих практически всю конструкцию аппарата отпала. Вентилятор Сопло Рис..1.19. Сопловая схема создания воздушной подушки Проточная схема создания ВП, рис.1.20, является разновидностью сопловой схемы и отличается от неё тем, что воздух направляется под купол ВП, в основном, из носовой части купола в сторону кормы (хвостовой части ВС). С боков и хвостовой части зону ВП ограждают элементы эластичного ограждения, или жесткие щитки и скеги. Проточная схема позволяла отказаться от носового ограждения, упростить конструкцию воздуховодов, и по мнению специалистов, дает возможность снизить общее сопротивление системы ШВП. Проточная схема создания ВП имеет две конструктивные разновидности; - носовая струйная завеса, рис.1.20, (самолет ЭКИП) и - поддув газов от двигателя, или нагнетателя, расположенного в носовой части ВС перед куполом ВП, рис.1.21, (экранопланы «Лунь», «Орленок»). 17 Вентилятор Рис.1.20. Проточная схема создания воздушной подушки Маршевый двигатель Дефлектор Крыло Закрылок Рис.1.21. Поддув газовой струи под крыло воздушного судна для создания воздушной подушки Камерная схема создания ВП, рис.1.22, характеризуется подачей воздуха через одно, или несколько отверстий, расположенных непосредственно на куполе ШВП. Подобная схема более проста и удобна в компоновочном отношении. Такая схема создания ВП реализована на СШВП “Динго”. Вентилятор Ограждение ВП Рис. 1.22. Камерная схема создания воздушной подушки 18 Бескамерная схема создания ВП, рис.1.23, или воздушная смазка, не имеет явно выраженных зон-камер для организации ВП. В авиастроении есть несколько патентов, в которых для посадки самолета используются эластичные мешки, в днище которых для снижения трения и износа через множество отверстий подавался сжатый воздух. По этой схеме созданы различные тележки на ВП для внутрицеховых перемещений тяжелых грузов, (например, фюзеляжей самолетов в цехах). Так как воздух выходит из пневмобаллона через сотни, или тысячи отверстий под подошву баллона, иногда такую ВП называют воздушной смазкой». Экспериментально и теоретически доказано, что воздушная смазка, также как многоконтурная сопловая схема создания ВП проигрывает одноконтурной схеме в энергетическом плане [3], [4]. Вентилятор Рис. 1.23. Бескамерная схема создания воздушной подушки (воздушная смазка»). 1.3.3. Классификация силовой установки СШВП. Классификация силовой установки (СУ) СШВП заимствована из классификаций силовых установок самолетов вертикального взлета и посадки (СВВП). Аналогично СУ СВВП, классификация разделяет силовые установки СШВП на три типа: Раздельная СУ-СШВП – данный тип СУ характеризуется разделением силовой установки самолета на группу маршевых двигателей и группу “подъемных” двигателей, создающих воздушную подушку, рис.1.24. Примером является СУ СШВП “Динго”. 19 Здесь на рисунке; Дв - движитель, ВВ –воздушный винт МД –маршевый двигатель, ВТ - вентилятор (нагнетатель ВП), Р - редуктор, ДВП – подъемный двигатель ВП, ВП - воздушная подушка, Рис. 1.24. Принципиальная схема «Раздельной силовой установки» СШВП Единая СУ-СШВП – в типе СУ все двигатели СШВП (кроме ВСУ) выполняют функции и маршевого и подъемного двигателей, рис.1.25. Примером является силовая установка экраноплана “Волга-2”, у которого два двигателя создают подъемную силу ШВП и маршевую тягу на разбеге и посадке и только маршевую тягу в крейсерском полете; Здесь на рисунке; Дв - движитель, ВВ – воздушный винт, МД –маршевый двигатель, ВТ - вентилятор (нагнетатель ВП), Р - редуктор, ВП- воздушная подушка, Рис. 1.25. Принципиальная схема «Единой силовой установки» СШВП Комбинированная СУ характеризуется наличием двух групп двигателей, маршевых и подъемных, но одна из групп двигателей может участвовать в обеспечении функций и другой группы, рис.1.26. Примером является СУ экраноплана “Орленок”, в которой носовые двигатели создают ВП под крылом, но могут работать в крейсерском полете, как дополнительные маршевые двигатели. 20 Здесь на рисунке; Дв - движитель, ВВ – воздушный винт МД –маршевый двигатель, ВТ - вентилятор (нагнетатель ВП), Р - редуктор, ДВП – подъемный двигатель ВП, ВП- воздушная подушка, Рис. 1.26. Принципиальная схема «Комбинированной силовой установки» СШВП 1.3.4. Классификация эластичных (гибких) ограждение СШВП Эластичное ограждение (ЭО) служит для удержания зоны избыточного давления в камере ВП при движении по неровностям. По сути ЭО является прямым аналогом гибкого ограждения (ГО) СВП. Учитывая «занятость» данной аббревиатуры в авиации, в самолетах ГО –это горизонтальное оперение, ниже будет употребляться термин эластичное ограждение и его сокращение «ЭО». Деление эластичного ограждения (ЭО) на два типа имеет принципиальное значение, так как во многом определяет вопросы проходимости, устойчивости, плавания, энергоемкости посадочного устройства, ресурс оболочек и, в какой-то мере, проблемы уборки ограждения. Принято считать, что ЭО типа «Юбка», рис.1.27, обладают большей податливостью и проходимостью, меньшим ходовым сопротивлением. Однако, для решения вопросов остойчивости, стоянки, плавания и торможения в этом типе ЭО требуются дополнительные конструкторские меры, например введение в конструкцию шасси дополнительных герметичных оболочекбаллонов для обеспечения непотопляемости, остойчивости, стоянки и торможения. Все это усложняет и утяжеляет конструкцию. Баллонное ограждение рис.1.28, позволяет решить многие вышеизложенные проблемы, однако, оно обладает большим сопротивлением и ограниченной проходимостью. Естественно, существуют и смешенные типы ограждений, как это видно на примере СШВП Ан-14Ш. 21 Рис..1.27. Эластичное ограждение СШВП открытого типа -“юбка” Рис..1.28. Эластичное ограждение замкнутого типа - “баллон”. По типу конструктивных решений для уборки ШВП можно выделить четыре принципиальные группы : -неубираемое шасси - группа ВПУ, конфигурация которых после взлета не изме- няется. К этому классу ШВП можно отнести ВПУ катера-экраноплана “Волга-2”. -частично убираемое ШВП - группа ВПУ, у которых часть элементов шасси убирается, или поджимается, или изменяет геометрию с целью уменьшения миделя в крейсерском полете. Примером может служить ШВП самолета “Динго”, у которого только поперечные элементы ограждения поджимаются в полете к центроплану. К этому же классу ШВП может быть отнесено ВПУ, у которого купол ВП треугольной формы изменяет угол стреловидности на меньший. -полностью убираемое шасси характеризуется полной уборкой ограждения в специальные ниши планера самолета, или полное обжатие оболочек к фюзеляжу, как это было сделано на СШВП Lake-4 . -сбрасываемое ШВП представляет собой взлетную платформу на ВП, которая после взлета самолета остается на земле. Пример специальной взлетной платформы, на которой боевой самолет производит взлет с разбитой ВПП показан в работе [ 5 ], рис. 2.63. 1.3.5. Классификация по наличию нагнетателя и трансмиссии Создание воздушной подушке возможно как со специально созданным нагнетательным комплексом, так и без него. К нагнетателям можно отнести осевой и центробежный вентиляторы и эжектор. Осевой и центробежный вентиляторы могут соединяться с двигателем любой из указанный в таблице 1.1. трансмиссий, включая проводную, электрическую. Таблица 1.1. Совместимость нагнетателей с трансмиссией. Нагнетатель Механическая трансмиссия Вид трансмиссии Гидравлическая Газовая транстрансмиссия миссия Центробежный вентилятор Наиболее применима. Высокий КПД, Применима. Компоновочная гибкость. Высо- 22 Электрическая, проводная трансмиссия Применима. Применима. Большие потери. Компоновочные Пожароопасность. удобства. Не вы- Осевой Вентилятор Эжектор надежность. Наиболее применима. Высокий КПД, надежность. Не применима кий КПД. Применима. Компоновочная гибкость. Высокий КПД. Не применима Не высокий КПД. Применима. Большие потери. Пожароопасность. Не высокий КПД Применима Низкий КПД сокий КПД. Применима. Компоновочные удобства. Не высокий КПД. Не применима Создание ВП без специального нагнетателя возможно при осуществлении принципа «поддува». Как видно из рис.1.21. в этом принципе газовая струя выхлопа маршевого, или вспомогательного газотурбинного двигателя отклоняется с помощью наклона двигателя, или наклона сопла, или специального дефлектора под крыло летательного аппарата, создавая там зону избыточного давления достаточного для полной, или частичной разгрузки веса аппарата. Воздушная подушке может создаваться также с помощью ПД, или ТВД при отклонении струи за воздушным винтом посредством вспомогательного крыла, или крыльевой решетки (например, движитель «ПД + воздушный винт» катера экраноплана «Волга-2»). 23 Классификационный код определитель 1.4. самолетов с шасси на воздушной подушке Данный определитель имеет значение в практической работе, так как позволяет формализовать характеристику любого СШВП на основе наиболее важных, на наш взгляд, классификационных признаков, содействует унификации взглядов по типологии и дает возможность математического описания - идентификации вариантов при параметрическом анализе. В качестве опыта для обсуждения мы предлагаем четырнадцатизначный классификационный определитель в следующем виде: Форма определителя Номер определителя А Х Х С Х Х Н Х Х 1 4 5 7 8 2 3 6 Х 9 10 Ш Х Х Х 11 12 13 14 Определитель имеет четыре главные группы: группа А - по аэродинамической схеме СШВП, группа С - по признакам СУ СШВП, группа Н - по признакам нагнетателя и трансмиссии, группа Ш - по признакам шасси СШВП. Каждая группа имеет, кроме буквы два-три числа, определяющих конкретный признак в подгруппе. Группа А Х Х : 1 разряд - буква группы аэродинамических признаков, 2 разряд - цифра аэродинамической схемы ( 1 - нормальная схема, 2 - схема утка (тандем) , 3 - схема бесхвостка (летающее крыло) ), 3 разряд- цифра аэродинамической компоновки крыла (1-верхнеплан или полутороплан, 2 - низкоплан ), Для примера самолет с ШВП “Динго” имеет в этой группе формулу (А 1 2). Группа С Х Х : 4 разряд - буква группы силовой установки СШВП. 5 разряд - цифра признака разделения функций подъема на ВП и маршевого движения ( 1 - единая СУ СШВП, 2 - раздельная СУ СШВП, 3 - комбинированная СУ СШВП ), 6 разряд - по компоновке маршевых двигателей ( 1 - впереди кабины или крыла, 2 позади кабины или крыла, 3 - на крыле ). Для самолета “Динго” эта группа записывается формулой ( С 2 2 ) . 24 Группа Н Х Х Х : 7 разряд - буква обозначающая группу признаков нагнетателя ШВП: 8 разряд - цифры, обозначающие наличие нагнетателя ( 0 - без нагнетателя или вентилятора, 1 - с нагнетателем, или вентилятором ), 9 разряд - цифра, обозначающая наличие редуктора между двигателем и нагнетателем ( 0 - без редуктора, 1 - с редуктором ) . 10 разряд - цифра, обозначающая наличие трансмиссии ( 0 - без трансмиссии, 1- с трансмиссией ). Для самолета “Динго” группа Н запишется так ( Н 1 1 0 ). Группа Ш Х Х Х : 11 разряд - буква, обозначающая общие проектные признаки шасси . 12 разряд - цифра, обозначающая наличие вспомогательных опор (0-без вспомогательных опор, -1 - со вспомогательными опорами ), 13 разряд - цифра, определяющая амфибийные признаки (0 - не амфибийное шасси, т. е не способное обеспечить продолжительное плавание, 1 - амфибийное шасси, способное обеспечить плавание и движение на воде ), 14 разряд - цифра, определяющая степень уборки шасси (1- не убираемое, 2- убираемое, 3 - частично убираемое, поджимаемое, или изменяемое в поперечных размерах , 4 - сбрасываемое ). Для самолета “Динго” последняя группа кодового классификатора обозначится как Ш 013. Полностью классификационный код СШВП “Динго”, рис.2.25., имеет вид А 1 2 С 2 2 Н 1 1 0 Ш 0 0 3. Для СШВП Ан-14Ш, рис.2.21, классификационный код будет иметь вид А 1 1 С 2 3 Н 1 0 0 Ш 1 0 2 Для экраноплана типа “Лунь” классификационный код имеет вид А 1 2 С 1 1 Н 0 0 0 Ш 0 0 3 При некоторых навыках классификационный код - определитель позволяет по данной формуле судить об основной конфигурации СШВП и принципиальных решениях. 25 2. ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ САМОЛЕТОВ С ШАССИ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ 2.1. Краткая история самолетов амфибий Все самолеты, взлетающие с воды можно разделить на лодочные и поплавковые. Поплавковые самолеты появились как естественная попытка перенести сухопутный самолет на воду, заменив колесное шасси на поплавки. Первый в мировой практике гидросамолет поплавкового типа, названный “Hydravion”, взлетел с воды бухты Марселя 28 марта 2010 года и пролетев около 500 метров благополучно сел на воду, рис.2.1. С этого момента родилась практическая гидроавиация. Конструктором и пилотом этого аппарата являлся француз Анри Фабр. В его самолете были установлены три поплавка, два под основным крылом и один под носовым. Рис.2.1. Французский гидроплан на поплавках“Hydravion”, Фактическим создателем гидроавиации считают все же американца Гленна Кертиса, который, оснастив самолет поплавками, совершил первый в США взлет с воды 26 января 1911 года. Он же считается создателем первой в мире воздушной амфибии, оснастив модель А-1 ("Triad") дополнительным колесным шасси, позволявшим выходить на берег по слипу и двигаться по твердой поверхности аэродрома, рис.2.2. Самолет отличался тем, что был установлен один главный поплавок, а на концах крыльев устанавливались круглые поплавки, обеспечивающие поперечную устойчивость. Лодочные самолеты представляют собой лодку со специальными обводами глиссера, в которой размещается экипаж, полезная нагрузка и к которой крепятся крыло, оперение и в некоторых случаях двигатели. 26 Рис.2.2. Первый в мире гидросамолет амфибия А-1, "Triad" Лодочный вариант гидросамолета обладает определенными преимуществами по мореходности, безопасности плавания, легкости глиссирования и взлета с воды, аэродинамическому сопротивлению, комфорту размещение полезной нагрузки и экипажа. Кертис вполне логично перешел от однопоплавкого варианта к лодочному типу, спроектировав в 1913 однореданную летающую лодку «Модель F». Немного раньше Кертиса к идее лодочного типа пришли французы, спроектировав в 1912 году лодочные гидросамолеты «Доннэ Левек» и FAB. Практически одновременно с ними начали работы по гидросамолетам и другие страны. Именно лодка «Доннэ Левек» дала импульс развитию отечественного гидроавиастроения. Восстанавливая этот самолет после аварии русский конструктор Д.П. Григорович построил в 1913 году летающую лодку М-1, после чего создал целое семейство лодочных гидросамолетов, из которых наиболее известными стали М-5, М-9. М-11, М-12, М-15 и др. Гидросамолеты Д.П. Григоровича не были амфибиями. С того времени и по настоящее лодочные самолеты выкатывались на берег по специальным деревянным, или бетонным слипам – пологим площадкам уходящим в воду. Выход и стоянка на берегу обеспечивали удобство обслуживания и большую сохранность гидросамолетов. Для выкатки гидросамолетов на берег использовали подкатные тележки, съёмные колеса, или салазки, которые заводились специальной командой в воду под корпус лодки и фиксировались на ней, рис.2.3. Однако на некоторых гидросамолетах колесные опоры не сбрасывались, при плавании и в полете они поджимались к лодке. 27 Рис.2.3. Выкатка подкатных колес от летающей лодки МБР-2 Первые несъёмные колесные опоры в основном были предназначены для выкатки самолета на берег и не были предназначены для взлета с суши. Эта концепция сохранилась даже в наше время. Например, экраноплан «Орленок» имел убираемое колесное шасси, с помощью которого он мог выезжать на берег на тяге собственных двигателей, рис.2.4. Конструкция шасси не предусматривала взлет «Орленка» с суши. Тем не менее, в технической литературе принято считать гидросамолет с несъемной колесной опорой амфибией. В период с 1914 года по начало второй мировой войны большая часть лодочных и поплавковых гидросамолетов не были амфибийными. Немецкие гидросамолеты в этой период практически все были не амфибийными и жестко привязаны к инфраструктуре своих военно-морских баз. Тем же путем шли английские конструкторы гидросамолетов. На легких самолетах эпизодически устанавливались колесные опоры, рис.2.5, обеспечивающие взлет с суши. Рис.2.4. Выход экраноплана «Орленок» на берег и его главная колесная опора (фото справа) установленная на гидролыже. В период 20-30 годов, в основном, ставилась задача обеспечить с помощью колесного шасси самостоятельный выход на берег. Шасси не было предназначено для взлета с суши. По- 28 сле второй мировой войны, очевидно под влиянием успеха американской амфибии PBY-5А «Каталина», колесное шасси ставилось практически на каждом втором типе создаваемых амфибий. Это направление стало доминирующим во второй половине 20 века. Рис.2.5. Летающая лодка-амфибия Ш-2 Интересно, что первый летный образец, разработанный и построенный фирмой «Консолидейтед» в1935 году был чисто лодочным. Для выхода на берег использовались съемные колесные опоры, которые устанавливались специальной командой в воде. Несъемное колесное шасси было установлено на самолетах только в 1939 году. По ТЗ оно должно «..обеспечивать самостоятельный выход PBY-5 на берег, взлет и посадку в исключительных случаях на бетонированные или грунтовые укатанные ВПП». Амфибийными из всех построенных самолетов были только две модификации PBY-5А и PBY-6А, рис.2.6., которые составляли примерно 40-45 % из общего числа 3300 построенных лодок PBY. 29 Рис.2.6. Амфибия PBY-5А «Каталина». Несмотря на то, что дополнительное колесное шасси расширяло оперативные возможности гидросамолетов и облегчало обслуживание, реальное соотношение лодочных самолетов и амфибий в годы войны было далеко не в пользу последних. Объясняется это большой «ценой» амфибийности. По данным зарубежной печати [ 6 ] масса пустого самолета выросла с 7893 кг у не амфибийного варианта PBY-5 до 9485 кг у амфибийного варианта PBY-5А. При нормальной взлетной массе 15410 кг затраты на шасси и усиление фюзеляжа составили 10,33 %, что почти вдове превышает массу шасси сухопутных самолетов. Учитывая, что фюзеляж – лодка был тяжелее фюзеляжа сухопутного самолета дополнительный прирост массы за счет колесного шасси существенно снижал летно-технические характеристики амфибий по сравнению с сухопутными ЛА. Тем не менее, это направление стало определяющим во второй половине 20 века. Именно оперативная гибкость, практическая «безаэродромность», удобство в обслуживании и многоцелевое использование явились главным «секретом» слома концепции гидросамолетов в пользу амфибий. Дальнейшее развитие гидроавиации шло в основном в русле амфибий. Даже на легкие 23 местные гидросамолеты, которые взрослый мужчина легко мог вытащить на берег, конструкторы часто ставили колесное шасси, рис.2.7 и рис.2.8. Рис.2.7. Ультра-лёгкий самолет амфибия Че-22. Рис.2.8. Ультра-лёгкий самолет амфибия «ПеРоссия трель» Франция Вторая мировая война окончательно расставила акценты в пользу сухопутной авиации, как в военной, так и в гражданской области. Развитие реактивной авиации и массовое строительство аэропортов с искусственными полосами не оставили шансов гидроавиации соперничать с сухопутными самолетами. Попытки в начальный послевоенный период добиться паритета с сухопутными самолетами за счет отказа от амфибийности (Бе-6, Р-1, Бе-10) не были приняты военными. Во второй половине 20 века и в зарубежном и отечественном авиастроении стали преобладать амфибии, рис.2.9., рис.2.10. В основном это пожарные самолеты (Канадаир CL215, CL-415 и Бе-200). 30 Советский Союз традиционно занимал ведущие роли в области гидроавиастроения. К наиболее известным советским машинам военного назначения можно отнести амфибии В-12 и А-40, рис.2.11., и рис.2.12. Самый современный гражданский гидросамолет созданный Россией – амфибия Бе-200, рис.2.13. Самолет создавался как многоцелевой – спасательный, противопожарный, пассажирский, грузовой. Базовая версия Бе-200 –противопожарная. Рис.2.9. Легкий 4-х местный самолет-амфибия Лэйк-4, США Рис. 2.10. Пожарный самолет-амфибия Канадаир CL-415. Канада. Например, в малой авиации гидросамолеты занимают 3-4 % по численности, работая, в основном, в сфере туризма и развлечений. В 3 и 2 классе (по массе) гидросамолетов в мире насчитывается не более сотни амфибий, не считая реликвий. Рис.2.11. Самолет амфибия Бе-12 Рис.2.12. Амфибия А-40 Рис.2.13. Противопожарный вариант самолета амфибии Бе-200 Не маловажным фактором являеться сезонность использования амфибийных свойств. Например, в России, Канаде и северных штатах США жидкая фаза рек и морей не превышает 31 в среднем 6 месцев. Все это заставляет искать новые пути повышения экономической эффективности амфибий. 32 2.2. История шасси повышенной проходимости Известно, что первые самолеты обладали чрезвычайно низкой энерговооруженностью. Это заставляло изобретателей самолетов создавать специальные устройства для взлета, например, в виде катапульты с деревянными направляющими для самолета “Флайер-2” братьев Райт (США). Однако, быстро растущее совершенство авиационных двигателей, низкие нагрузки на крыло и постоянно развивавшиеся конструкции колесного шасси позволили первым самолетам широко эксплуатироваться с грунтовых площадок. Уже в годы первой мировой войны колесное шасси обеспечивало взлет самолетов с обычных полевых грунтовых аэродромов. До середины 30 годов проблема проходимости шасси самолетов решалась, в основном, увеличением диаметра колес, или спариванием колес, т.е. установкой на одной опоре двух колес. В зимнее время широко использовались лыжи, которые устанавливались вместо колес, часто на ту же ось. В СССР в годы войны зимой применялись сбрасываемые лыжи, рис. 2.14, (Здесь и далее материалы из работы [ 7 ]). В настоящее время широко используется комбинированное, колесно-лыжное шасси, рис.2.15. Рис.2.14. Лыжное шасси, устанавливаемое на колесо, (после взлета лыжи сбрасывались) Рис.2.15. Комбинированное лыжноколесное шасси на самолете «Вилга». Как правило, лыжа устанавливается немного выше колеса, что позволяло садиться на колесном шасси на ИВПП. Увеличение скорости и взлетной массы самолетов привели к росту нагрузок на опоры шасси и ухудшению проходимости. Решением, смягчающим эти проблемы явилась разработка колес большого, рис.2.16 и сверхбольшого диаметра, рис. 2.17. Однако такие колеса 30 годы трудно было изготовить с должным ресурсом, кроме того большой мидель колес при- 33 водил к значительному дополнительному сопротивлению. Были и другие проблемы, связанные со значительным диаметром колес. Рис.2.16. Колеса повышенного диаметра на канадском самолете «Твинн-Оттер». Рис.2.17. Колесо сверхбольшого диаметра. Количественным критерием проходимости при заданных параметрах колесного шасси является глубина колеи, оставляемая колесом и коэффициент сопротивления движению, рис.2.18. В практике проектирования самолетов для колеса с пневматиком соответствующие выражения записываются так [ 8 ]: ; (2.1) (2.2) где – условное давление на грунт колеса диаметром D и шириной B и нагруз- кой на опору PK . Коэффициент ξ – зависит от относительной деформируемости грунта и пневматика, рис.2.19. Минимальная прочность грунта, при которой обеспечивается заданная проходимость, определяется по формуле √ Рис.2.18. Схема взаимодействия колеса с (2.3.) Рис.2.19. Зависимость коэффициента ξ от 34 грунтом. прочности грунта. Минимальная прочность грунта, обеспечивающая трогание самолета с места на собственной тяге: (2.4). ̅ Здесь ̅ О –взлетная тяговооруженность самолета. В конечном итоге борьба за проходимость вылилась в снижение удельной нагрузки на грунт (давления ) посредством увеличения площади контакта с грунтом с помощью следующих конструктивных мероприятий: увеличения количества колес на опоре, Увеличение площади контакта с помощью грунтовой лыжи, Увеличение площади контакта с помощью гусеничного шасси, Увеличение площади контакта с помощью дискового шасси, Увеличение площади контакта с помощью шасси на воздушной подушке. Рассмотрим эти направления. Увеличение числа колес на опоре. Наиболее известное и хорошо проработанное на практике первое направление связано, прежде всего, с использованием многоколесных тележек с пневматиками умеренного диаметра. Это направление развивалось от простых решений с установкой 4, 6 и даже 8 колес на одной опоре, рис.2.20 -2.22, до сложных многоопорных систем, как на самолетах Ил-76 и Ан-124, рис.2.23, рис. 2.24. Для тяжелых транспортных самолетов широко использовалось шасси с многоколесными тележками с пневматиками среднего давления. Для уменьшения глубины колеи колеса располагают в ряд по фронту движения (рис.2.23), иногда задний ряд со смещением, как на самолете С-5А «Гэлакси» (рис.2.21), что позволяет тяжелым самолетам садиться на грунтовые площадки с твердостью грунта не менее 0,6 МПа Рис.2..20. Многоколесная тележка основной Рис.2.21. Стойка главной опоры шасси самолета С-5А «Гэлакси» (4 главные опоры) стойки шасси самолета Ту-154 35 Рис.2.22. 8-колесная главная опора самоле- Рис.2.23. Главные опоры шасси транспортта Ту-144 ного самолета Ил-76 Рис.2.25. Дополнительная колесная насадка Рис.2.24. Многоколесная «гусеница» на главную опору самолета Ан-2. главных опор правого борта Ан-124. Иногда для временного расширения эксплуатационных возможностей самолетов используются дополнительные съёмные колесные устройства. Показанное на рис.2.25 колесное шасси самолета Ан-2 с насадкой позволяет совершать посадку на грунт с Ϭгр=0,2-0,3 МПа. Существенные преимущества колесного шасси заставляли конструкторов искать решения в области трансформации поперечного размера пневматиков. К трансформируемым колесам можно отнести шаровые колеса, рис. 2.26. и роликовые колеса, рис. 2.27. [ 7 ], а также колеса, с изменяемой после взлета шириной. Грунтовая лыжа. Другим, более радикальным способом снижения нагрузки на грунт является грунтовая лыжа. Сопротивление движению грунтовой лыжи зависит от прочности грунта. В обычном диапазоне твердости ГВПП оно значительно больше сопротивления колеса, рис.2.28. Поэтому грунтовая лыжа используется, в основном, на истребителях и штурмовиках, имеющих высокую тяговооруженность, или на транспортных самолетах со специальными ускорителям. Считается, что лыжное шасси можно устанавливать на самолетах с тяговооруженностью не менее 0,7-0,8. 36 Рис.2.26. Роликовые колеса (вверху) Рис.2.27.Шаровые колеса (слева) С целью снижения сопротивления трения, особенно сопротивления страгивания, под лыжу иногда организуют впрыск воды. Эффект от впрыска воды показан на рис.2.29. К достоинствам грунтовой лыжи относятся возможность взлета и посадки на грунт с низкой прочностью, компактность конструкции и высокое ускорение торможения при посадке. Основным недостатком грунтовой лыжи является высокая потребная стартовая тяговооруженность самолета, большая длина разбега и значительные разрушения поверхности аэродрома. Рис.2.28. Зависимость коэффициента сопро- Рис.2.29. Влияние впрыска воды на снижение тивления движению от прочности грунта сопротивления движению. На рис.2.30 и 2.31 показаны грунтовые лыжи советских самолетов Су-7Б и МИГ-21. Посадочные грунтовые лыжи использовались также в различных экспериментальных самолетах для безопасного возвращения аппаратов на землю. Взлет летательного аппарата осуществлялся либо с катапульты, либо с воздушного носителя к которому подвешивался аппарат, либо с помощью дополнительного колесного шасси на собственно тяге. Примером гибридного шасси является взлетно-посадочное устройство немецкого ракетного самолета Ме-163, рис. 2.32. В этой комбинации колесная тележка сбрасывалась после отрыва при взлете, а посадку самолет осуществлял на грунтовую лыжу. 37 Рис. 2.30. Грунтовая лыжа самолета Су-7Б Рис. 2.31. Грунтовая лыжа самолета МИГ-21. (вверху) Недостатком этой системы шасси является необходимость иметь на каждом аэродроме взлетные колесные тележки, рис.2.32. Другой вид гибридного устройства – посадочная «тарелка» показан на рис.2.33. В ней своеобразном образом соединены функции колеса и лыжи [ 9 ]. Вращающаяся полусфера ориентировалась под углом к поверхности ГВПП. При значительной площади контакта за счет вращения уменьшалось сопротивление движения. Рис. 2.32. Комбинированное шасси самолета Ме-163. (вверху) Рис. 2.33. «Гибридная» опора и её принципиальная схема работы (справа) В попытке объединения конструктивных достоинств разных ВПУ инженеры разрабатывали различные комбинированные гибридные устройства, совмещающие функции колеса и лыжи. На рис.2.34. показано обычное колесное шасси с встроенной снежной лыжей. Специальный механизм немного опускает лыжу при посадке на снег и поднимает при посадке на бетонную ВПП. Аналогичное колесное устройство установлено на поплавковое шасси, рис.2.35.. 38 Рис.2.34. Комбинированное лыжно-колесное шасси Рис.2.35. Комбинированное поплавковоколесное шасси Гусеничное шасси. Идея использования гусеничного шасси с целью достижения большей проходимости периодически появляется начиная с 30 годов прошлого столетия. Считалось, что гусеничное шасси в отличие от грунтовой лыжи создает меньшее сопротивление на взлете при равной, или меньшей потребной твердости грунта. Были разработаны различные варианты гусеничного шасси, рис.2.36–2.37. Однако, присущие гусеничному шасси недостатки; - инерционность, сложность конструкции, чувствительность к боковому удару, загрязняемость и смерзаемость направляющего механизма не позволили широко использовать этот вид шасси. Различные варианты конструкции гусеничного шасси регулярно появляются в виде опытных конструкций, рис.2.38, или заявок на патент. Рис. 2.36. Первые варианты гусеничного шасси самолета, 30-е годы (вверху) Рисунок 2.37. Гусеничная главная опора реактивного боевого самолета Рисунок 2.38.Экспериментальное гусеничное шасси на легком самолете (фото 39 из Интернета). Шасси на воздушной подушке является радикальным и конструктивно наиболее сложным видом посадочного устройства. В отличие от контактных видов ШВП практически не связано с твердостью грунта. Положительными качествами ШВП можно считать; 1. Возможность эксплуатации самолетов с ШВП на грунтовых аэродромах во всем диапазоне прочности грунта от «нулевого» жидкого состояния до бетонных и асфальтных ВПП. 2. Способность совершать посадку на естественные площадки с разнообразным ви- дом поверхности (грунт, песок, галька, дерн, болото, снег, лед, вода, заиленные водоемы и любое сочетание перечисленных поверхностей.) 3. Способность совершать взлет и посадку на снежные полосы с любой высотой свежевыпавшего снега и любым его состоянием (от пушистого до ледяного наста). 4. Значительное увеличение высоты преодолеваемых неровностей (от 30-50 см для легких СШВП и до 1,5 -2,5 метров тяжелых транспортных СШВП). 5. Преодоление канав и трещин больших размеров, (в разы превышающие допусти- мые размеры трещин для лыжного шасси), 6. Возможность посадки на воду с неизвестными глубинами, с отмелями и неболь- шими порогами. 7. Возможность выхода с воды на берег без специального бетонного слипа. 8. Возможность круглогодичной эксплуатации на водоемах, летом и зимой, в том числе, в период становления и таяния льдов. 9. Возможность посадки на водоемы в условиях наводнения, в.т. числе с плавающи- ми льдинами, мелким мусором, отдельными небольшими бревнами и т.д. 10. Высокий экологический уровень ШВП, практически не оставляющего колеи и не разрушающего такие ранимые почвы, как тундровый ягель и т.д. 40 11. Высокая энергоёмкость и отличные амортизационные характеристики ШВП, что в свою очередь снижают риск превышения допустимой перегрузки при посадке на незнакомые площадки. 12. Значительное снижение концентрированных нагрузок на планер при посадке, увеличение общего ресурса планера, по сравнению с колесным шасси, при эксплуатации на грунтовых аэродромах. 13. Меньшая зависимость от силы бокового ветра при посадке (больший погодный минимум). 14. Высокая эксплуатационная гибкость (способность выполнять транспортные зада- чи при разнообразных сценариях по базирования). СШВП обладают свойствами «всеядности» и «сверхпроходимости», что резко расширяет условия базирования и наделяет воздушное судно уникальной эксплуатационной гибкостью. В конечном итоге ШВП приводит к существенному снижению эксплуатационных затрат в регионах с малой плотностью аэродромной инфраструктуры, или там, где её содержание экономически не целесообразно. Самолеты с ШВП позволяют администрациям удаленных от центра регионов осуществить транспортное обеспечение населения без значительных дополнительных затрат на создание местной аэродромной инфраструктуры. По меткому выражению английского конструктора Томаса Д. Ёрла, (разработчика первого североамериканского СШВП) самолеты с ШВП приобретают свойства «трифибий», т.е. транспортного средства, способного в равной мере эксплуатироваться в воздухе, на земле в самых разных ее проявлениях и воде. Однако, ШВП присущи существенные недостатки, это; Сложность конструкции, Значительные дополнительные весовые затраты на создание данного вида ВПУ, Существенное влияние на аэродинамику самолета, вызывающее проблемы с устойчивостью, балансировкой и снижением аэродинамического качества, Более высокая стоимость ШВП, чем колесного шасси, Большие эксплуатационные затраты на обслуживание, Снижение ресурса оборудования и двигателей из-за вредного влияния пылеобра- зования, инициируемого ШВП. Итогом общего обзора различных типов шасси является таблица 2.1, в которой показано место этих типов шасси по уровню эксплуатации из условий твердости покрытия аэродрома. 41 Наиболее известные летательные аппараты с ШВП показаны далее в разделе 2.3 настоящей работы. Следует отметить, что границы распространения ШВП носят условный характер. ШВП может обеспечивать посадку ВС во всем диапазоне «твердости» грунта, однако наиболее рациональной зоной использования являются площадки с диапазоном твердости – 0,0 ≤ ϬГР ≤ 0,6 МПа. Примечание: При базирование ВС только на аэродромах с ИВПП и высокой твердостью покрытия ВПП у колесного шасси нет конкурентов, (за возможным исключением сверхтяжелых самолетов). Таблица 2.1. Сравнительный диапазон допустимых нагрузок на грунт. Шасси на воздушной подушке лыжное шасси для снега лыжное шасси для грунта гусеничное шасси колесное шасси с пневматиками полубаллонного типа колесное шасси с пневматиками арочного типа колесное шасси с пневматиками высокого давления 0,001 0,005 0,01 0,05 0,10 0,5 1,0 Уровень давления на опорную поверхность в МПа Рис. 2.39. Область применения различных видов шасси. В диапазоне ϬГР ≤ 0,4-0,5 МПа относительная масса ШВП близка к массе «грунтового» колесного шасси, а при меньших значениях твердости грунта относительная масса ШВП может быть меньше, чем масса колесного шасси [ 10 ]. Это положение показано на рис.2.40, где по оси абцис – параметр аналогичный прочности грунта, а по ординате – относительная масса шасси. График рис.2.40 показывает, что при понижении твердости несущей поверхности грунта, относительная масса колесного шасси, способного обеспечить эксплуатацию ВС при этих условия, существенно возрастает (красная зависимость), тогда как масса ШВП остается примерно на одном уровне (синяя зависимость). 42 Рис. 2.40 Зависимость относительной массы шасси от несущей способности поверхности аэродрома (по критерию - CBR.) Здесь область оранжевого цвета –колесное шасси, синего цвета- ШВП. 43 2.3. История летательных аппаратов с шасси на воздушной подушке Известно, что первое в мире самолетное шасси на воздушной подушке было разработано и установлено на самолете Ут-2 советскими инженерами ЦАГИ и ЛИИ Н.И. Ефремовым и А.Д. Надирадзе в 1939-1941 году [11]. Выбранные конструктивные решения во многом были удивительно современны даже в наше время! Например, использование гибкого ограждения в СШВП УТ-2 опередило его “открытие” для английских судов на воздушной подушке на 20 лет. Многие известные летчики, -И.И. Шелест, -М. М. Громов, -А. Б. Юмашев и другие летали на УТ-2 с ШВП, рис. 4.1. Было признано, что идея полностью себя оправдала. НКАП поручил авторам разработать аналогичную конструкцию для Пе-2, что и было выполнено в 1941 г. [ 11 ]. Самолет с ШВП рулил, но до полетов дело не дошло. Война надолго приостановила все работы в этой области. Летательный аппарат вертикального взлета и посадки Авро VZ-9V «Аврокар» с ШВП, рис.2.42, был разработан английским конструктором Джоном Фростом и построен канадской фирмой «Авро -Эркрафт» в 1959 г. при участии ВВС и армии США. Первые испытания на привязи АВВП VZ-9V начал 5 декабря 1959 г. Первый взлет с переходом в горизонтальный полет был совершен 17 мая 1961 г. В ЛА было три ТРДД и сложная система воздуховодов, эжекторов, ВП соплового типа и дефлекторов в контуре сопла. С позиций современных знаний, эта была чисто «научная, кабинетная» работа, дающая немного полезной информации . Рис. 2.41. Самолет УТ-2 с ШВП (вверху) Рис.2.42. Аврокар Канада (справа) В 1963 году со стапелей опытного завода “Волга”, являвшегося в то время производственным подразделением ЦКБ по СПК, сошел экраноплан, названный “КМ” - “корабльмакет”, предназначенный для исследований основных проектных решений будущих боевых экранопланов. “КМ” представлял собой гидросамолет гигантских размеров, выполненный по самолетной схеме с крылом малого удлинения и с десятью турбореактивными двигателями, 44 расположенными в носу на специальном пилоне, рис. 2.4.3, [ 12 ]. Двигатели имели козырьки, отклонявшие газовую струю под крыло экраноплана. При отклоненных закрылках крыла газовая струя двигателей создавала мощную воздушную подушку под крылом, разгружавшую экраноплан при взлете. В рекордном полете на “КМ” была достигнута взлетная масса около 500 тонн. Главным конструктором экраноплана “КМ” был выдающийся советский инженер Ростислав Евгеньевич Алексеев. Первым пилотировал экраноплан «КМ» летчик-испытатель Логинов. В 1972 году в воздух поднялся транспортный экраноплан “Орленок”, спроектированный в Нижегородском ЦКБ по СПК под руководством Р.Е. Алексеева. С 1975 года проект вел главный конструктор направления В.В. Соколов. Воздушная подушка создавалась под крылом экраноплана с помощью поддува газовых струй от двух турбореактивных двигателей НК-8-4К, расположенных в носу фюзеляжа экраноплана, рис.2.44. Маршевое движение осуществлялось от ТВД НК-12МК, расположенного на киле летательного аппарата. Экраноплан “Орленок” имел вспомогательное колесное шасси позволявшее экраноплану выходить самостоятельно на берег [ 12 ]. Рис.2.43. Экраноплан «Корабль-макет» Рис.2.44. Экраноплан «Орленок» В 1967 году в воздух поднялся легкий самолет-амфибия Lake-4 c ШВП, разработанным американской фирмой “Белл”., взлетной массой 1130 кг.[ 13 ]. Система ШВП была разработана главным инженером Канадского отделения фирмы “Белл” Томасом Д. Ёрлом и представляла собой тор, выполненный из растяжимой резины и смонтированный на днище самолета “ Лейк-4 “, рис.2.45. Воздух подавался от специального вспомогательного двигателя с осевым вентилятором в полость тора, и из него, через тысячи микроотверстий, в купол ВП. Испытания самолета были успешными и многообещающими, что вызвало широкий резонанс в авиационном мире. В начале 70 годов по совместному контракту ВВС США и Канадского министерства торговли и промышленности на базе ВВС “Райт-Паттерсон”, проводились наземные и летные испытания тактического военно-транспортного самолета XC - 8A Buffalo, оборудованного спе- 45 циальным шасси на воздушной подушке по типу самолета “Лейк-4” [ 13 ], рис.2.46. Самолет был переоборудован авиастроительной фирмой de Haviland Aircraft из транспортного самолета СС-115. Воздушную подушку проектировала, изготавливала и устанавливала фирма Bell Aerospace . Самолет прошел 40-месячную программу испытаний, завершенную в мае 1977 года. Эти испытания достаточно подробно освящались в отечественной литературе [ 13 ]. В целом концепция СШВП полностью подтвердилась, но массовое использование ШВП не последовало. Рис.2.45. Lake-4 с ШВП Рис.2.46. СС115 , Buffalo В 1970 году в Куйбышевском КБ самолетных шасси под руководством Главного конструктора И. .Бережного был создан самолет с шасси на воздушной подушке на базе переоборудованного самолета Ан-14. Конструкция ШВП самолета, названного Ан-714, рис. 2.47, представляла собой три круглых секции с эластичным ограждением цилиндрического типа, [7]. Каждая секция устанавливалась на одной стойке от колесного шасси. Воздух от вспомогательного газотурбинного двигателя направлялся через эжекторные нагнетатели в каждую секцию. 20 октября 1970 г. летчик-испытатель ОКБ им. О. К. Антонова В.А. Калинин впервые поднял Ан-714 в воздух. Рис.2.47. Ан-714. Куйбышев. СССР Во второй половине 70 годов в Московском авиационном институте совместно с Рижским Краснознаменным институтом инженеров гражданской авиации (РКИИГА) под руководством профессора МАИ А.А. Бадягина и Ф.А. Мухамедова был создан пилотируемый одноместных экранолет ЭЛА-01. Первый полет экранолет ЭЛА-01 без ШВП совершил 4 ноября 1978 г., рис.2.48. Пилотировал аппарат летчик экспериментального завода спортивной авиации в г. Пренай Р. Пивницкас [ 13 ]. В начале 80 гг. на ЭЛА-01 была установлена нагнетательная 46 установка для создания ВП. Зону ВП спереди и сзади центроплана ограждали специальные щитки. На ЭЛА-01 также устанавливались и испытывались скеги изменяемой геометрии, впервые в практике авиастроения. [ 13 ]. Во второй половине 70 годов в ЦКБ по СПК под руководством Р.Е. Алексеева был создан легкий трехместный экраноплан СМ-9, открывший принципиально новое направление в развитии экранопланостроения, рис.2.49. На нем, впервые на пилотируемых экранопланах было установлено пневмобаллонное шасси, резко повысившее амфибийные качества экранопланов. Поддув воздуха под купол ВП осуществлялся от воздушного винта маршевого двигателя, расположенного в носу экраноплана. Начиная с конца 1977 года, СМ-9 много летала. В числе других СМ-9 пилотировал Р.Е. Алексеев. На этой пилотируемой модели широко отрабатывались принципиальные конструктивные и технологические решения по пневмобаллонам, в том числе проверялась идея воздушной смазки под днищем пневмобаллонов. На СМ-9 изучались различные способы улучшения управляемости на малых скоростях. Рис.2.48. Экранолет ЭЛА-01 Рис.2.49. Экраноплан СМ-9 В 1983 году в воздух поднялся самолет с ШВП Ан-14Ш, рис. 2.50 [ 13 ], созданный в ОКБ им. О.К. Антонова с активным участием специалистов ЦАГИ. Инициатива оснащения самолета Ан-14 шасси на ВП принадлежала лично О.К. Антонову. Вел работу ведущий инженер Б.М. Коломиец по утвержденному 20.08.75. министерством авиационной промышленности плану. Шасси на ВП представляло специальную платформу, смонтированную на днище серийного самолета. Зимой 1983 года Ан-14Ш летчик В. Лысенко с борт инженером В. Маревым совершил первый полет. За время испытаний самолет прошел более 700 км по грунтовым и бетонированным ВПП. Системы ШВП наработали более 150 часов. Испытания продолжались до 1986 г. Впервые, в практике отечественного авиастроения были проведены обширные фундаментальные научно-исследовательские работы по ШВП, с активным участием ЦАГИ. 47 Рис.2.50. Ан-14Ш, Киев. В начале конце 70 годов в ЦКБ по СПК по инициативе Р.Е. Алексеева начались работы по новому поколению гражданских пассажирских экранопланов с амфибийным шасси на ВП пневмобаллонного типа с целью достижения высоких эксплуатационных характеристик. Был разработан проект речного всесезонного пассажирского экраноплана «Ракета-2», рис. 2.51. Экраноплан имел три ТВД, два из которых в носу ЛА могли работать на поддув, создавая под крылом ВП. Под фюзеляжем и концевыми скегами были установлены пневмобаллоны, которые при работе ШВП позволяли экраноплану выходить на необорудованный берег и безопасно двигаться над отмелями и льдом. В обеспечение проекта «Ракета-2» был разработан и построен малый аналог катер-экраноплан “Волга-2”, рис.2.52.. Все работы по строительству и испытаниям опытного образца уже после смерти Р.Е. Алексеева возглавлял ведущий инженер, заместитель главного конструктора В. И. Дементьев. Катер “Волга-2” характеризовали принципиальная простота, надежность, высокое качество подъемного комплекса, предельно низкая энерговооруженность, обеспечившая высокую топливную эффективность, возможность эксплуатации на реках круглый год, несложное обслуживание в эксплуатации. Подушка под куполом центроплана создавалась от двух воздушных винтов в кольцах, расположенных в носовой части катера [ 13 ]. Рис.2.51. Пассажирский экраноплан «Ракета-2» Рис.2.52. Катер –экраноплан «Волга-2» В начале 90 годов катер -экраноплан “Волга-2” был запущен в производство на Нижегородском авиастроительном заводе “Сокол”. 48 Группой нижегородцев - сотрудников ЦКБ по СПК под руководством В.П. Морозова в инициативном порядке был разработан и построен легкий самолет с ШВП пневмобаллонного типа с единой силовой установкой. Поддув под купол ШВП осуществлялся от воздушного винта. Самолет разрабатывался как демонстратор возможностей ШВП в обеспечение проекта СШВП “Динго”. Самолет испытывался в 1990 - 1992 г.г., однако до полетов дело дошло только в 1993 году, после создания специальных стендов по отработке двигателя, воздушного винта и воздухозаборника для ШВП, рис.2.53. На легком демонстрационном СШВП были проведены интересные работы по оценке путевой управляемости и влиянии на нее обычных органов управления самолетом. В начале 90 годов инициативной группой энтузиастов в г. Тюмени под руководством главного конструктора А.И. Филимонова был построен оригинальный аппарат, сочетающий в себе технологии обычного самолета, дирижабля и аппарата на воздушной подушке, рис.2.54.. Отработка аэродинамической компоновки и продувки трубных моделей велись в аэродинамической лаборатории МАИ. В период с 1995 по 1996 г. экспериментальный аппарат неоднократно летал. Пилотировал аппарат генерал-майор запаса летчик Г.С. Бондалеров. Рис.2.53. Ультралегкий самолет с ШВП Рис.2.54. Летательный аппарат с ШВП А.И. Филимонова . «Демонстратор» Начиная с 1991г. предприятием “Аэрорик” совместно с ОКБ нижегородского авиастроительного завода “Сокол” был разработан рабочий проект 8-местного самолета с шасси на воздушной подушке “Динго”. В проекте принимали участи головные институты Минавиапрома, прежде всего ЦАГИ, ЦИАМ, ЛИИ, лаборатория аэродинамики Казанского авиационного института, многие известные отечественные и зарубежные предприятия. Летный образец был построен на авиазаводе «Сокол» и подготовлен к испытаниям, рис. 2.55, [ 13 ]. В связи с отсутствием средств летные испытания не проводились. СШВП “Динго” является первым в мире самолетом, в котором шасси на ВП согласовывалось с аэрогидродинамиче- 49 ской компоновкой в стадии формирования концепции, что предопределило его высокую весовую и аэродинамическую культуру [ 13 ]. Рис.2.55. Девятиместный многоцелевой самолет с ШВП «Динго» Для тренировки летчиков предприятием «Аэрорик» на базе сверхлегкого самолета с ШВП «Демонстратор» был разработан проект легкого двухместного самолета с ШВП с одним двигателем без специальной вентиляторной установки для создания воздушной подушки. Проект самолета был назван «Фрогги», (Лягушонок), рис. 2.56. Эскизный проект, включавший в себя испытания аэродинамических и гидродинамических моделей, показал реальность заявленных характеристик, однако на стадии натурного макета компоновка была изменена. В результате появился проект более совершенного простого и безопасного самолета, названный «Фрогги2», рис.2.57. Рис.2.56. Учебно-тренировочный самолет с ШВП «Фрогги-1» (слева) Рис.2.57. Учебно- тренировочный самолет с ШВП «Фрогги-2» (вверху). Во второй половине 80 годов инженером ЦКБ по СПК О. А. Черемухиным был построен экспериментальный одноместный самолет с шасси на воздушной подушке, названный им 50 “Поиск”. В этом проекте на готовый самолет любительской постройки «Жук» (автор - конструктор ОКБ Нижегородского авиазавода «Сокол» С. Корнилов) с колесным шасси О. Черемухин установил платформу с ШВП пневмобаллонного типа с двумя осевыми вентиляторами, приводимыми в действие от двух двигателей бензопилы “Дружба” [ 13 ], рис.2.57. Спереди и с сзади зону ВП ограждали гибкие ограждения типа «парашют». СШВП “Поиск” разбегался и взлетал с дерновых, грунтовых, снежных и водных площадок. Самолет был отмечен особым призом на Черниговском слете самодельной авиации в 1989 г. В начале 90 годов под руководством О.А.Черемухина нижегородской инжиниринговой фирмой “Трансал-Акс” совместно с ОКБ им. А. Микояна, на базе конструктивных решений СШВП «Поиск» был разработан интересный проект четырехместного легкого самолета с ШВП МИГ-ТА-4, рис.2.58, [ 13 ]. Воздушная подушка создавалась специальным вспомогательным двигателем с осевым вентилятором, расположенным перед кабиной пилотов. К сожалению, работа была остановлена в стадии эскизного проекта из-за финансовых проблем. Рис.2.57. Легкий самолет с ШВП «Поиск» Рис.2.58. Четырехместный самолет с ШВП МИГ-ТА 4 Черемухин уже не работая в фирме «Трансал -АКС» продолжал свои проектные исследования в области СШВП. Им, при содействии нижегородского авиастроительного завода «Сокол», в 2000-2001 гг. был построен легкий двухместный самолет с ШВП. Рабочее название проекта «032», рис.2.59. По другим данным он носит название «Алкол». В самолете во многом повторяется схема и основные проектные решения СШВП «Поиск». Исключение составляет компоновка вспомогательного двигателя для создания ВП, который автор разместил под маршевым двигателем с толкающим винтом. Осенью 2001 и летом 2002 г. автор испытал самолет «032», многократно осуществляя взлет с грунта и воды. Среди интересных работ по созданию СШВП, которые находятся в стадии проектных исследований можно отметить легкий трехместный СШВП “Чирок” разработки смешанного товарищества “Пегас”, г. Жуковский, рис.2.60, [ 13 ]. На МАКС-1997 был выставлен натурный полномасштабный макет этого самолета. СШВП «Чирок» имел два маршевых двигателя с вин- 51 тами в кольцах, расположенных позади кабины и шасси на ВП, выполненное по мотивам канадских проектов СШВП, (СШВП - Lake-4, CC-115”Buffalo”). Рис.2.59. СШВП «Алкол», Рис.2.60. Проект СШВП «Чирок» . Воздушная подушка создавалась третьим вспомогательным двигателем, расположенным в фюзеляже. Воздух от вентилятора вспомогательного двигателя подавался в эластичную растяжимую оболочку, закрепленную под центропланом, раздувал ее и придавал ей форму “тора”. Далее, через отверстия в оболочке тора воздух подавался в камеру ВП. Действующая модель этого устройства демонстрировалась на МАКС-95. Во второй половине 90 годов проектные исследования по созданию пассажирского экранолета С-90, рис.2.61, с ШВП вели инженеры ОКБ им. П. Сухого. Проект отличался большим объемом технических и экономических исследований с целью оптимизации аэрогидродинамической компоновки и настройки его на требования рынка[ 13 ]. В результате значительного объема НИОКР по различным аспектам проектных исследований, удалось добиться весьма высоких аэродинамических характеристик экранолета С90. В проекте С-90 вместо комбинации центроплана с фюзеляжем, как на СШВП «Динго», разработчики использовали идею несущего крыла-фюзеляжа с консолями большого удлинения. По бокам фюзеляжа были установлены поплавки-скеги. Спереди и сзади воздушную подушку ограждали специальные щитки. Маршевая установка состояла из двух ТВД чешского производства М601, а воздушную подушку создавал агрегат близкий по конструкции ТВА-200 самолета «Динго». Он устанавливался за пассажирской кабиной. Летательные аппараты с ШВП семейства “ЭКИП” разработаны под руководством доктора технических наук В. Щукина. В проектировании ЛА участвовали конструкторы РКК “Энергия”. Ими совместно с Саратовским авиационным заводом завершена сборка первого автоматически управляемого аппарата “ЭКИП Л2-1” со взлетной массой 9 тонн, рис.2.62. Аэродинамическая схема ЛА “ЭКИП” представляет собой летающую «тарелку» с консолями и хвостовым оперением, [ 13 ], «Тарелка» является несущим фюзеляжем, в плане представляет собой 52 диск, внутри которого спереди размещается пассажирский, или грузовой салон, а сзади - моторный отсек с двухконтурными, или турбовентиляторными двигателями. Рис. 2.61. Экранолет С-90. Рис. 2.62. Летательный аппарат «Экип” Особенностью проекта «ЭКИП» является система рециркуляции воздуха на верхней хвостовой части поверхности диска, приводящая, по мнению разработчиков, к резкому снижению сопротивления в крейсерском режиме полета. Для ограничения зоны ВП под куполомфюзеляжем, с боков под «тарелкой» монтируются эластичные продольные пневмобаллоны, типа “ЦКБ по СПК”, спереди воздушную подушку ограничивает струйная завеса, организуемая при помощи отбора воздуха от двигателей, а сзади - упругими щитками. Проектные исследования по СШВП продолжаются в настоящее время в США. Значительный объем работ был направлен в конце 70 годов на создание истребителя, или штурмовика с шасси на воздушной подушке. Чрезмерное отрицательное влияние ШВП на боевые характеристики самолетов привело к созданию оригинальных взлетно-посадочных устройств – платформ на ВП, с помощью которых боевые самолеты могут решать проблему взлета с разбитых ВПП, рис. 2.63. Самолет самостоятельно въезжает на платформу, закрепляется в специальных башмаках, включается СУ, создающая ВП под платформой и на тяге собственных двигателей он взлетает, оставляя платформу на земле. Рис.2.63. Взлетная платформа на ВП Рис.2.64. Проект транспортного самолета С-130 с ШВП 53 В зарубежной прессе периодически появляется информация о попытках оснащения шасси на воздушной подушке популярного в американских войсках военно-транспортного самолета С-130 «Геркулес», рис.2.64. Подробности этой работы не сообщаются. 54 3. КОНСТРУКЦИИ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ С ШАССИ НА ВОЗДУШНОЙ ПОДУШКЕ 3.1. Особенности конструкций летательных аппаратов с шасси на воздушной подушке Относительно небольшое число опытных самолетных ШВП можно сгруппировать в два вида: Не убираемое, или частично убираемое шасси, Убираемое шасси. Очевидно, что к ШВП, как и к обычным видам шасси, можно предъявить требования, изложенные в разделе 2 настоящей работы. Кроме этого к ШВП можно предъявить следующие дополнительные требования: 1. Поперечная и продольная остойчивость, обеспечивающая безопасное маневриро- вание при рулежках на всех видах поверхности ВПП, включая воду, 2. Достаточная управляемость при рулежках и на всех этапах взлетно-посадочных режимов, 3. Плавание и безопасный взлет, и посадка, с воды при заданных внешних условиях, (волнение, ветер, температура, посторонние плавающие предметы)*, 4. Непотопляемость при аварийной посадке,* 5. Защита двигателя, оборудования и груза (пассажиров) при интенсивном пылеоб- разовании в заданных условиях эксплуатации (обледенении, забивание воздухозаборников, дренажных отверстий, повреждение топливных систем, систем управления и т.д.). 6. Надежная работа ШВП при заданных условиях эксплуатации, 7. Безопасность пассажиров и груза при возможных повреждениях и отказах, в том числе при повреждении элементов ограждения ВП. Следует заметить, что норм, определяющих критерии и ограничения для большинства из этих требований, пока не существует, и это прямая задача ЦАГИ. Разработка этих нормативных требований будет результатом большого объема экспериментальных и теоретических исследований. Очевидно, что требования 1-5 являются необходимыми условиями выполнения главных требований 6,7. С этой точки зрения ШВП первого вида, т.е. не убираемые, или частично убираемые, являются закономерным начальным шагом конструкторов в создании надежного и безопасного шасси. Для дальнейшего анализа рассмотрим наиболее известные конструкторские решения, которые в той или иной мере проявляются во многих других проектах. К первому виду отнесём 55 ШВП, разработанные и установленные на экраноплане «Волга-2», самолете «Динго», самолете «Поиск», самолет «Демонстратор», (Россия). Ко второму виду отнесем ШВП, разработанное и смонтированное на самолетах Lake-4 и ХС-8А “Баффало”,(Канада) и Ан-14Ш и Ан718 (СССР). Особенности конструкции ШВП катера-экраноплана “Волга-2” Катер экраноплан разработан Р.Е. Алексеевым в конце 70 г.г. как самоходная модель речного пассажирского экраноплана “Ракета-2”. Экраноплан “Волга-2” являлся первым опытом практической реализация концепции экраноплана второго поколения с новым типом шасси на ВП пневмобаллонного типа, резко расширявшим эксплуатационные качества экранопланов, рис.3.1. Катер выполнен по самолетной схеме, отличается компактностью, благодаря крылу S- образного профиля малого удлинения (=1), и относительно небольшому (для аппаратов ЦКБ по СПК) оперению. Под днищем катера крепились три пневмобаллона, конструкция каждого из них состояла из эластичной полиуретановой покрышки с силовой основой из капроновой технической ткани, и резиновой герметичной камеры внутри покрышки. Конструкция покрышки являлась следствием обширного НИОКР, сформированного в ЦКБ по СПК в рамках специальной темы. Боковые пневмобаллоны были меньшего диаметра, чем центральный. Воздушная подушка под крылом создавалась благодаря поддуву воздуха от впереди расположенных винтов в кольце, рис.3.2. Рис.3.1. Проекции катера- экраноплана «Волга-2», (рисунок слева) Рис.3.2. Движитель катера «Волга-2» с решетками для отклонения потока (фото сверху) Каждый винт приводился во вращение через длинный вал от автомобильного двигателя, мощностью 140 л.с. каждый, расположенного на крыле. В хвостовой части под крылом устанавливался щиток, ограничивающий истечение воздуха в корме из зоны ВП. Воздушный поток направлялся под крыло с помощью специальной крыльевой решетки, установленной на срезе 56 кольца. Благодаря эластичным пневмобаллонам и воздушной подушке катер легко выходил на необорудованный берег и мог двигаться по любой поверхности, как по воде, так и по льду, снегу, грунту, траве. Он легко преодолевал мелководья, битый лед, небольшие канавы и береговые уступы, практически без проблем выходил на берег, маневрировал на нем и легко сходил вновь на воду. Особенности конструкции ШВП самолета “Динго”. Шасси на воздушной подушке самолета “Динго” создавалось в соответствии с принципом «раннего согласования», суть которого заключалась в том, что увязка основных принципиальных проектно-компоновочных решений по ШВП с аэрогидродинамической компоновкой (АГДК) самолета осуществлялась на стадии формирования концепции (аван-проекта). Самолет «Динго» один из первых отечественных ЛА с ШВП, создававшихся в соответствие с авиационными правилами АП-23 и FAR-23. В проекте частично учтены требования ОТТ ВВС -86 в части гидроавиации. Б). Моторный отсек самолета «Динго» (фото сверху). А). Три проекции самолета «Динго» (рисунок слева) Рис.3.3. Самолет с шасси на воздушной подушке «Динго» Самолет “Динго” спроектирован по двухбалочной схеме с низко расположенным крылом и П-образным оперением [ 13 ]. Основным силовым элементом самолета является центроплан, к которому крепятся все агрегаты планера: консоли крыла, балки оперения, фюзеляж и не убираемые пневмобаллоны, рис.3.3.а). Пневмобаллоны представляли собой комбинацию прочной покрышки с системой реданирования и защитным износостойким слоем подошвы и встроенной резиновой камеры. Покрышка пневмобаллона была выполнена с учетом технологии ЦКБ по СПК. В верхней хвостовой части фюзеляжа расположен маршевый турбовинтовой двигатель РТ6А-65В с толкающим воздушным винтом, диаметром 2,82 м. 57 В нижнем отсеке расположен турбовентиляторный агрегат ТВА-200, мощностью 250 л.с. разработанный Калужским опытным бюро моторостроения и предназначенный для создания воздушной подушки. Центроплан ограничен по размаху пневмобаллонами, выполняющими роль боковых ограждений воздушной подушки, опорных элементов, амортизаторов, эффективно поглощающих вертикальный удар, пневмолыж при аварийной посадке и поплавков при плавании. Воздушная подушка создается под центропланом нагнетанием туда от ТВА-200 воздуха с избыточным давлением около 3,50 кПа, рис.3.3.б), и ограничивается по бокам пневмобаллонами, а спереди и сзади - шарнирно закрепленными упруго-эластичными щитками, убираемыми в полете в центроплан, рис.3.4. Рис.3.4. Компоновка ШВП «Динго» Центроплан и консоли имеют герметичные переборки, обеспечивающие плавание самолета в случае повреждения пневмобаллонов, а также любых двух смежных отсеков конструкции планера. Компоновка самолета надежно защищает воздушный винт от повреждений и соприкосновений с водой и кустами. Воздухозаборники двигателей вынесены в самую чистую зону. Кроме того, все воздухозаборники имеют специальные сепараторы, защищающие двигатели от попадания в воздушный тракт посторонних предметов, пыли, песка, грязи и влаги. Особенности ШВП самолета “Поиск”. ШВП самолета «Поиск» представляло собой платформу малого удлинения, на днище которой по краям продольно были установлены герметичные пневмобаллоны, выполненные из полиуретанового композита, [ 13 ]. Платформа крепилась к фюзеляжу самолетика снизу, рис.3.5 . На платформе спереди были установлены два поршневых двигателя от бензопилы с установленными на их валы осевыми вентиляторами, 58 нагнетающими воздух под платформу для создания там ВП. Спереди и сзади воздушную подушку ограничивало эластичное ограждения типа фартук, (или «парашют», по терминологии конструктора), которое с помощью нескольких строп подтягивалось к платформе после взлета. Рис.3.5. Одноместный самолет с ШВП «Поиск» Такая простая конструкция обеспечила самолету движение по дерну, воде и снегу, позволяла ему плавать, обеспечивала эффективное торможение и стоянку самолета на всех видах грунта и плавание на воде. Шасси самолета отличалось простотой, функциональностью, остойчивостью и надежностью, что нельзя было сказать о самолете в целом. Особенности ШВП самолета “Демонстратор”. Самолет «Демонстратор» предназначался для демонстрации преимуществ шасси на воздушной подушке. “Демонстратор” представлял собой полутороплан, с нижним планом, куполом ВП, малого удлинения (0,3) по краям которого крепились обтекаемые сигарообразные пневмобаллоны, выполненные, как и в случае с самолетом с ШВП “Поиск”, по технологии ЦКБ по СПК. рис 3.6. В «Демонстраторе» была принята единая СУ, включающая в себя один ПД с воздушным винтом, который создавал тягу в полете, рис.3.7. На земле, или воде часть потока от винта через неубираемый воздухоза- 59 борник направлялась под купол фюзеляжа для создания ВП. Спереди воздушная подушка ограждалась эластичным фартуком, а сзади - с помощью управляемого эластичного щитка. Рис. 3.6. Три проекции СЛА-СШВП «Демонстратор» Рис.3.7. СЛА-СШВП «Демонстратор» в полете Носовой фартук после взлета автоматически подтягивался резиновыми жгутами к днищу купола, а при посадке, когда пилот опускал задний щиток, избыточное давление ВП выдавливало фартук в рабочее положение. Особенности конструкции ШВП самолета ХС-8А. Конструкция ШВП самолета ХС-8А представляла собой тор, закрепленный на днище самолета и выполненный из растяжимого материала, рис.3.8. В днище тора имелось около 7000 отверстий, через которые воздух подавался под днище и в полость ВП под фюзеляж. Вопросы остойчивости и стабилизации ВП решались с помощью специальных клапанов, имевших сложную программу управления. Система стабилизации подушки разделена на три секции: две имеют по 10 каналов (по 5 на одну сторону) и одна -20 каналов (по 10 на каждую стороны). Кроме этого в нижнюю часть оболочки были встроены шесть тормозных подушечек, по три на каждый борт, с закрепленными на их внешней, нижней стороне тормозными башмаками, рис 3.9. При подаче в подушечку сжатого воздуха, они поднимали ограждение ВП, увеличивая зазор и снижая подъемную силу ВП. Одновременно, прижимаются к земле, подушки осуществляли фрикционное торможение. Кроме этого ШВП включает в себя и систему опор для буксирования и удержания самолета на стоянке, работающую независимо от баллона. Когда ВП не работает, самолет опирается на шесть надувных мешков, изготовленных из нейлонового упругого материала. 60 1-плоскость симметрии самолета; 2-от компрессора; 3-стояночная опора; 4-обводы надувной камеры ШВП в не наполненном состоянии; 5балансировочное отверстие , 6-отверстия для выхода воздуха; 7-воздушная подушка; 8-воздушная опора; 9-сечение камеры в наполненном состоянии; 10-земля; 11-поток выходящего воздуха. Рис.3.8. Сечение ЭО СШВП ХС-8А 1-передняя опора с расчетной нагрузкой по 4,1 тс на сторону; 2-антена АРК; 3-антена маркерного радиоприемника; 4-доплеровский измеритель вертикальной скорости; 5-маркерный светомаяк; 6-задняя опора с расчетной нагрузкой по 5,35 тс; 7-резиновый бампер с расчетной нагрузкой 3,6 тс. Рис.3.9. Расположение стояночных опор СШВП ХС-8А Четыре опорных мешка расположены впереди, два побортно, и два сзади центра тяжести самолета. Мешки могут надуваться от любого источника сжатого воздуха. На каждом крыле смонтированы боковые поворотные костыли и подкрыльевые поплавки, поддерживающие крыло при разбеге на малой скорости по воде. Костыль из стекловолокна предохраняет винт от удара о землю. Для руления на земле были доработаны воздушные винты, которым придали возможность дифференциального отклонения шага, вплоть до реверса. Воздух в полость тора подавался от специально разработанных турбовентиляторных агрегатов ASP-10, рис.3.10., которые были установлены при доработке планера самолета в гондолах под центропланом крыла Поток выходящего из вентилятора воздуха может направляться в магистраль ШВП по специальному рукаву из того же растяжимого материала, закрепленного по бокам фюзеляжа и далее в емкость тора. Из тора воздух подается в камеру ВП под фюзеляж самолета. Кроме этого турбовентиляторный агрегат имел реактивное сопло, в которое воздух мог направляться для создания дополнительной тяги после взлета. Устройство давало около 33 % от тяги маршевых двигателей. 61 Надписи на рис.3.10: 1-выхлопная труба; 2-соединительное кольцо; 3-створки переключающего устройства, 4-радиатор для охлаждения масла; 5-двигатель типа ST6F-70; 6воздухозаборник вентилятора; 7двухступенчатый осевой вентилятор, 8-подача сжатого воздуха в камеру шасси; 9-место стыковки агрегата с камерой шасси; 10направление потока воздуха в реактивное сопла Рис.3.10. Компоновка турбовентиляторного агрегата АSP-10 СШВП ХС-8А. Предварительно аналогичный тип ШВП был испытан на легком гидросамолете LA-4. Отличие от ШВП ХС-8А состояло в силовой установке подъемного комплекса, состоящей из поршневого двигателя и осевого вентилятора, расположенных в фюзеляже за пилоном маршевого двигателя. Патент на изобретение ШВП принадлежит английском авиаинженеру Томасу Десмонту Ерлу. Близкое по принципиальной схеме LA-4 ШВП планировалось установить на легком самолете «Чирок» (Россия), рис.3.11. А). Легкий СШВП - LA-4 Б).Легкий СШВП «Чирок» Рис.3.11. Легкие самолеты с ШВП Особенности конструкции ШВП самолета Ан-714. ШВП Ан-714 состояло из 3-х одинаковых устройств в виде надувных “бубликов” из прорезиненной ткани с жесткой крышкой, закрепленной на стойках опор обычного колесного шасси [ 13 ], рис.3.12. Нагнетателем являлся центробежный вентилятор с гидравлическим приводом от маршевых двигателей. Предполагалось, что “бублики” будут складываться как оболочка зонтика и убираться в специальные ниши. Данное проектное решение являлось в то время наиболее логичным путем модернизации сухопутного самолета. Установка “на ту же” стойку классических ограждений в виде 62 кольцевого фартука, а позднее в виде торов соединенных в вертикальную “гармошку”, в конструктивном плане было изящным решением, однако нагрузки на ВП были слишком велики, давление в куполе ВП почти равнялось давлению 20-тонного СШВП ХС-8А. По сохранившимся воспоминаниям инженеров «бублики» во время зимних ходовых «аэродромных» испытаний гребли перед собой горы снега, хорошо «очищая» аэродром. Справедливости ради следует заметить, что все типы ШВП и даже СВП сгребают перед собой снег в разной степени интенсивности в зависимости от нагрузки на ВП. Опубликованное фото, рис.2.50 показывает, что летные испытания Ан-714 проводились. Однако результаты этих испытаний пока не известны. Рис.3.12.Конструкция опоры ШВП самолета Ан-714 (патент № ) Взлетное устройство самолет Ан-714, по-видимому, являлось первым ШВП многокамерного типа, испытанного на летающем аппарате. Особенности конструкции ШВП самолета Ан14Ш. Короткий фюзеляж транспортного самолета Ан-14 с его поджатой по планерному принципу хвостовой частью не был приспособлен для монтажа ШВП, поэтому навесную платформу с ШВП надо рассматривать как действующую крупномасштабную модель ШП для более тяжелых машин. Конструкция ШВП самолета Ан14Ш представляла собой устройство, состоящее из контейнера в виде короба, навешенных на него створок, гибкого ограждения, переднего и заднего обтекателей, двух рулежных колес, системы воздухоснабжения с агрегатом ТА-6А-1, системы уборки и выпуска шасси, стояночных баллонов, электрических и пневматических систем [ 13 ]. Контейнер пристыковывался к днищу фюзеляжа базового самолета. Нижняя часть контейнера была закрыта створками, которые по замыслу конструкторов, должны были раскрываться при посадке самолета, рис.3.13. При раскрытых створках все внутреннее пространство контейнера, включая створки, занимала сложная система эластичного ограждения, напоминающая французский тип гибких ограждений СВП. Эластичное ограждение состояло из 10 конических камер с баллонными стенками и общего внешнего контура ограждений, охватывающего все конусы, рис.3.14. Сжатый воздух от турбоагрегата ТА-6А-1 подавался в два эжекторных нагнетателя, от которых с повышенным 63 расходом часть воздуха направлялась непосредственно в камеру ВП, а другая часть воздуха направлялась во внутренние полости конического ограждения, образовывая встроенное баллонное ограждения для решения вопросов поперечной и продольной остойчивости ЛА при движении на ВП. По одним данным воздух от эжекторов мог направляться сразу во все емкости, по другим с помощью специальных заслонок можно было дифференцированно подавать воздух с избытком на один борт. Рис.3.13. Общий вид конструкции шасси СШВП Ан-14Ш На днище внутренних полотнищ были закреплены специальные протекторные ленты (из шкивного ремня) для защиты полотнищ от истирания. Они же служили лабиринтным уплотнением против свободного истечения воздуха из камеры ВП. Для сохранения формообразования внешнего контура ограждения в конструкцию ЭО была встроена дополнительная стенка, создающая так называемую “внешнюю полость”. В стенках боковой створки контейнера были смонтированы несколько клапанов, сбрасывающих избыточное давление в атмосферу. ШВП Ан-14Ш имел два встроенных рулежных колеса, установленные по велосипедному типу внутри диаметральных конусов, в носу и корме, для улучшения управляемости самолетом на малых скоростях при рулении, пробеге и разбеге до скорости 100 км/час. В последствии появилась еще пара колес, установленных на штатных пилонах по бокам фюзеляжа. . Однако летчики-испытатели очень скоро определили наиболее оптимальный метод управления и маневрирования самолетом на рулежках и взлете – с помощью разнотяга двигателей. Например, без рулежных колес самолет мог разворачиваться на месте! 64 Рис.3.14. Поперечное сечение ЭО СШВП Ан-14Ш Стояночные баллоны находились в спущенном положении во внешней полости. Они были предназначены для удержания самолета в стояночном положении, а также для обеспечения аварийной посадки при отказах ТА-6А-1 и накачивались независимым источником сжатого воздуха. Управление ШВП осуществлялось с пульта, расположенного на приборной доске справа. После взлета воздух из внутренних емкостей стравливался с помощью двух специальных эжекторов ваккумирования. Оболочки прижимались к стенкам контейнера и створки закрывались. Данные о проведении ходовых испытаний на воде не известны. По информации ГосНИЦ ЦАГИ, буксировочные испытания в опытовом бассейне моделей ШВП Ан14Ш не проводились. Летные испытания Ан14Ш продолжались до 1986 года и проводились без уборки ограждения. 65 3.2. Критический анализ конструкций самолетов с шасси на воздушной подушке Анализ существующих проектов воздушных судов с шасси на воздушной подушке позволяет выделить две группы ВС с ШВП: Экспериментальные ВС, в основе которых ШВП установлено на обычные самолеты с колесным шасси, или гидросамолеты. К этой группе можно отнести УТ-2 с ШВП, Ан-714 и Ан-14Ш, La-4 c ШВП, ХС-8А “Баффало”. Экспериментальные ВС в которых ШВП изначально органично входило в состав кон- струкции при его создании. Эту группу можно условно разделить на три подгруппы: Первая подгруппа - экранопланы и экранолеты, (пр.903 “Лунь”, пр.904 “Орленок”, СМ9, ЭЛА-01, “Волга-2” и другие), Вторая подгруппа – экспериментальные самолеты, предназначенные для исследования и демонстрации новых идей, (СЛА “Поиск”, СЛА “Демонстратор”, ЛА Филимонова, СШВП “Чирок”), Третья подгруппа -СШВП, созданные в соответствие с авиационными правилами для активного выхода на коммерческий рынок воздушного транспорта ( СШВП “Динго”, СШВП “Фрогги”, СШВП МИГ-ТА4, СШВП -“032” и другие). Следует отметить, что в ВС первой группы, в основном, исследовался сам принцип движения и делались выводы о реализуемости данного принципа шасси. Экспериментальное исследование ШВП сопровождалось большим объемом проблем, связанных как с принципом образования ВП, так и с эффективностью конкретного узла, или агрегата. Эти проблемы постигались и решались. В большинстве экспериментальных самолетов первой группы была доказана работоспособность шасси на воздушной подушке. Положительные стороны самолетов первой группы известны [ 13 ]. Остановимся теперь на тех недостатках, которые могли послужить тормозом для внедрения идеи ШВП в практику. Практически все существующие виды ШВП характеризуются, в основном, способом адаптации планера под требования согласования с ШВП, конструкцией эластичного ограждения и группируются вокруг проектных решений трех СШВП. Рассмотрим эти решения как наиболее типичные, характерные для ВС с ШВП в своих группах. В качестве типовых ШВП примем конструкции трех самолетов: СШВП “Lake-4”, (здесь же ХС-8А, и «Чирок»), СШВП Ан-14Ш, СШВП «Динго», (МиГ-ТА-4, «Демонстратор», «Фрогги». Основные принципиальные решения по приведенным СШВП показаны в таблице 3.1: 66 Таблица 3.1. Краткая характеристика ШВП рассматриваемых самолетов. Параметр конструкции Вид трансформации планера под ШВП ХС-8А «Баффало» АН-14Ш «Динго» Исходный фюзеляж без трансформации Используется центроплан выбранной аэродинамической схемы «составное крыло» Схема создания ВП Сопловая, с выдувом воздуха в подошву оболочки по периметру ЭО Закрепленная к днищу фюзеляжу платформа с раскрываемыми боковыми створками с навешенным ЭО Многокамерная со сложной подачей воздуха в камеры ВП Тип СУ ШВП и расположение на планере Нагнетатель и способ подачи воздуха в ВП 2 х ТВА на базе ГТД по бокам фюзеляжа под крылом Два осевых вентилятора по бокам фюзеляжа с подачей воздуха по воздуховодам в баллон ЭО. Баллон с растяжимой оболочкой и перфорированным днищем Тип ЭО Камерная, с подачей воздуха от нагнетателя под купол ВП через одно отверстие 1 ГТД в фюзеляже с эжекторным ТВА на базе самолетного ВСУ нагнетателем (ГТД) в фюзеляже Эжектор внутри фюзеляжа со Осевой одноступенчатый вентисложной системой раздачи воздуха лятор в фюзеляже с непосредв ресиверы ограждения ственной подачей под купол Внешняя юбка и встроенные внут- Продольные элементы сигарообри конусные юбки по схеме Берразные баллоны, поперечные – тена. упруго-эластичные щитки Обычные прорезиненные ткани, Технический капрон + полиуретавключая ткань «500» новое покрытие (пропитка) Не герметичное Герметичные боковые пневмобаллоны обеспечивают плавание Материал силовой оболочки Герметичность ЭО Основа – нейлон сложного плетения + полиуретановое покрытие Не герметичное, проточная схема движения воздуха Характеристика оболочки Герметичная растяжимая оболочка Не растяжимая воздухонепроницас удлинением по сечению от 250 до емая оболочка 300% Способ уборки оболочки Сжатие растяжимой оболочки и подтягивание к фюзеляжу при отключении подачи воздуха Разнотяг маршевых двигателей + Основной способ управле- Уборка оболочек при закрытии створок платформы ШВП Прочная реданированная покрышка баллона с встроенной камерой. Покрышка имеет реданирование и защиту подошвы от износа Поперечные щитки убираются, баллоны не убираются Разнотяг маршевых двигателей + С помощью вертикального опере- 67 ния ВС при рулежке Торможение Плавание Решение боковой остойчивости силы трения встроенных в оболочку надуваемых подушек с раздельной подачей воздуха Торможение трения надуваемых встроенных подушек при одновременном снижении ВП за счет подъема оболочки подушками Не имеет возможности плавать, но может двигаться по воде в режиме ВП . колесное шасси Не имеет остойчивости на ВП. Смонтированы поплавки и костыли под крылом для обеспечения боковой остойчивости Имеет хорошую остойчивость за счет конструкции ШВП (большой базы ВП + дифференциальная подкачка секций ВП) Торможение колесным шасси Не имеет возможности плавать. Есть сведения, что движение с ВП по воде не проводилось Критические замечания по рассматриваемым проектам приведем в табличной форме, таблица 3.2. 68 ния, обдуваемого воздушным винтом и элеронов (интерцепторов) Реверс воздушного винта + торможение подошвой баллонов при подъеме щитков Плавает, взлетает и садиться на воду на ВП. Может аварийно совершать посадку на воду на пневмобаллоны .. Имеет хорошую остойчивость за счет конструкции ШВП и низкого центра масс Таблица 3.2. Достоинства и недостатки вариантов СШВП. Проектные и конструктивные недостатки ШВП ХС-8А, / LA4 Баллон ШВП обладает чрезмерной жесткостью эластичного ограждения, малой податливостью оболочки при прохождения препятствия, что резко ухудшало проходимость самолета. Жесткость пневмобаллона пропорциональна давлению и радиусу оболочки. Формообразование тора, и связанные с ним вопросы остойчивости ШВП, управляемости самолета находятся в сильной зависимости от технического состояния оболочки и стабильности работы ТВА. Физико-механические характеристики эластичного материала тора сильно зависят от внешних условий, особенно от низких температур, и более значительнее изменяются (ухудшаются) со временем, чем характеристики нерастяжимого материала . Последствия недостатков Тор с избыточными давлением 622 кг/м2 (LA4) и 1637 кг/м2 (ХС-8А) представляет собой жесткую пневмобалку, мало приспособленную обтекать неровности. Это приводит к резкому увеличению расхода воздуха из ВП и, в итоге, - к ограничению высоты преодолеваемых препятствий. Нарушение герметичности оболочки, или нарушение режима работы нагнетателя приводят к изменению формы эластичного ограждения, и как следствие, потере управляемости СШВП на рулежке, снижению, или даже потере поперечной и продольной устойчивости При низких температурах оболочка становится менее растяжимой, приобретает другую форму, не соответствующую расчетной, что затрудняет ее функционирование в приполярных районах. Растяжимый материал обладает значительно меньшим ресурсом и меньшей стабильностью характеристик, чем нерастяжимый материал. Отсутствие пылевой и грязевой защиты жизненно важных агрега- Расходная (открытая) система ШВП приводит к попаданию большого тов самолета. количества песка, травы, влаги и пыли в воздухозаборники двигателей, во внутренние каналы баллона, нарушая нормальную работу ШВП. Влага, песок, грязь выводит из строя пневмоклапаны, забивает сопла и нарушает систему управления ШВП, Выбранный тип торможения и управления маневрированием на Нагрузка на тормозные подушки велика и приводит к большой интенрулежке малоэффективен как в силу малого плеча относительно сивности износа, (предполагалось 50 посадок при скорости торможения центра масс, так и в силу низкого ресурса материала подушек. до 56 км/час.). Наличие отверстий в днище оболочек ослабляет ее прочность, 6800 отверстий в днище оболочки , они же концентраторы трещин и разделает оболочку более уязвимой, снижает ресурс, исключает пла- рывов являются сильнейшими факторами, уменьшающими ресурс обование самолета. лочки Геометрические параметры базового самолета (XC-8A) недостаПараметры базового самолета ХС-8А не удовлетворяют принятым в теоточны для полного решения проблемы с поперечной остойчиво- рии СВП нормативам поперечной остойчивости, В результате посадка стью в режиме ВП СШВП с боковым скольжением на сильно пересеченной местности, или волнении может быть опасна. Геометрия ограждения типа “тор” не является оптимальной и не Данных по испытаниям ХС-8А на воде практически нет, однако отече- 69 может обеспечить высокие гидродинамические характеристики и мореходность СШВП ственные испытания ограждения типа “бублик” на малых СВП показало их низкое гидродинамическое качество, низкую мореходность. Замывы боковых и торцевых поверхностей бублика могут вызвать опрокидывания ВС. Вредное влияние навешенных агрегатов ШВП на аэродинамиче- Эластичные оболочки в результате эксплуатации теряют свои начальные ские качества ХС-8А в крейсерском полете и не оптимальное размеры и чистоту формы, прилегание нарушается, открытые сопла и компоновочное размещения агрегатов с точки зрения функциони- входные окна ТВА создают, по опыту продувок вариантов “Динго” рования и вредной интерференции. большое сопротивление. Проектные и конструктивные недостатки Ан14Ш Последствия недостатков Несоответствие выбранного типа базового самолета требованиям Контейнер в аэродинамическом плане уродует самолет, поэтому данный ШВП ЛА с ШВП можно рассматривать исключительно как экспериментальный Чрезмерная сложность конструкции эластичного ограждения и Конструктивная и проектная сложность ШВП порождает низкую надежкак результат - низкая надежность ШВП в целом. ность систем и шасси в целом. По некоторым данным количество неудачных уборок ограждения на стендах превышало 70%. Отсутствие пылевой защиты жизненно -важных агрегатов Выход из строя и затруднения в работе двигателей, агрегатов и систем в результате загрязнения и смерзания грязи в механизмах Гидродинамическое несовершенство эластичного ограждения, от- Данных по гидродинамике и гидростатике ШВП не приводятся в источсутствует возможность плавания. никах. Вероятно, движение по воде затруднено, взлет с воды и плавание невозможно. Малый клиренс ШВП, сложность взаимодействия комбинироМалый клиренс определяет низкую проходимость СШВП. Существуют ванного шасси (колесо и ВП) на грунте. большие ограничения по неровностям и уступам. Уязвимость конструкции ЭО. В отличие от закрытых элементов типа “тор” коническое ограждение легко зацепляется за препятствие и рвется. Расходная, не герметичная, система эластичного ограждения Работа ШВП приводит к попаданию пыли и грязи во внутренние емкости ШВП без средств защиты от пыли и грязи. эластичного ограждения, снижает работоспособность оболочек, клапанов, внутренних устройств. Материал ЭО не соответствует требованиям к гибким ограждени- Не соответствие материала приводит к не расчетным утечкам, не гермеям СВП. тичности ограждения и малому ресурсу оболочек. 70 Общие выводы по ХС-8А. Можно выделить следующие главные негативные стороны канадского проекта СШВП ХС-8А: Не соответствие прототипа ЛА требованиям по согласованию с ШВП, (прежде всего по поперечной остойчивости), Неудачная конструкция эластичного ограждения, подкупающая своей внешней простотой, но обладающая “букетом” отрицательных факторов, перечисленных в таблице, ведущих к большому объему негативных последствий, Отсутствие учета влияния пылевлагообразования на надежность работы агрегатов систем и двигателей. Дополнительными последствиями приведенных выше недостатков были: Низкая проходимость ограждения по неровностям, Высокие затраты на ремонт и обслуживание элементов ШВП, (ремонт оболочек, смерзаемость элементов ЭО при низких температурах, сложности регулировок и очисток 40 каналов подачи воздуха, Малая надежность конструкции эластичного ограждения, Общее увеличение массы конструкции на 2000 кг, Существенное снижение аэродинамического качества. Общие выводы руководства компании Белл о практическом использовании ХС-8А с ШВП были отрицательными. Тем не менее, последствия этой работы проявляются до сих пор в различных отечественных и зарубежных проектах. Общие выводы по Ан14Ш. К основным недостаткам конструкции СШВП Ан14Ш можно отнести: Непригодность самолета-прототипа для монтажа ШВП, Сложность и низкая надежность эластичного ограждения ШВП Ан-14Ш и конструкции в целом, Не учет разработчиками проекта СШВП фактора пылевлагообразования. Дополнительные критические замечания по проекту Ан-14Ш могли бы составить несколько страниц. Нам представляется, что вскрываемые по ходу испытаний проблемы последовательно приводили к усложнению систем ШВП, к увеличению трудоемкости обслуживания, низкой надежности конструкции. ШВП Ан14Ш не показало расчетных параметров проходимости, ресурс оболочек ЭО был недопустимо мал! По данным инженеров ремонт оболочек занимал много времени, доступ ко многим агрегатам был затруднен, выбранный материал эла- 71 стичного ограждения не был герметичен, и не соответствовал требованиям к гибким ограждениям СШВП. Инженеры, не имея опыта работы с СВП, столкнулись с неожиданно высоким вредным влиянием пылеобразования, которое инициировалось воздушной подушкой. Снижение давления в камерах ВП привело к соответствующему (по сравнению с ХС-8А) снижению поперечной и продольной остойчивости самолета на ВП. Открытые оболочки конусов легко разрывались при наезде на кусты и арматурные прутья. Экспериментальный самолет Ан-14Ш являлся собственно экспериментальной лабораторией. Однако мнение летчиков, (в частности, летчика-испытателя Лысова) о возможностях СШВП после проведенных ими испытаний Ан14Ш было высокое! Обшие выводы по СШВП «Динго» Существуют критические замечания по самолету «Динго», к которым можно отнести: Низкую весовую отдачу, Относительно невысокое аэродинамическое качество, Проблемы управляемости Относительная масса пустого самолета «Динго» больше аналогичного показателя сухопутных колесных машин, но меньше, чем у гидросамолетов-амфибий. Не стоит забывать, что в самолете «Динго», помимо нагнетательного комплекса, реализованы дополнительные конструктивные меры обеспечения безопасности – сепараторы для защиты обоих двигателей от грязи, штатная противообледенительная система, герметизация отсеков планера, что являлось «платой» за надежную работу в экстремальных условиях. Аэродинамическое качество самолета «Динго» (Ка=11) для самолетов данной категории (даже сухопутных) следует признать хорошим. Так в работе [ 14 ] дается оценка качества самолетов по западным источникам, табл.3.3. Таблица 3.3. Оценки аэродинамического качества легких самолетов Характеристика самолета Кa max Самолет плохой аэродинамической формы 6 Самолет среднего аэродинамического качества 8 Самолет хорошего аэродинамического качества 11 Самолет высокого аэродинамического качества 14 Важнейшей проблемой при разработке СШВП «Динго» являлось решение по уборке пневмобаллонов. По оценочным расчетам при убранных пневмобаллонах аэродинамическое качество самолета увеличивается на 0,5-0,7. Это ведет к увеличению дальности на 70 км, что эквивалентно увеличению запаса топлива на 42 кг. Последнее приблизительно равно приросту 72 массы конструкции на уборку баллонов (створки системы уборки, клапаны, устройства вакуумирования, система поджатия оболочки и т.д.) . При этом возникает ряд технических проблем, например возникновение флаттера оболочки в момент стравливания, снижается надежность шасси и безопасность в целом. Принято решение не убирать баллоны в полете. Баллонам придана аэродинамическая хорошо обтекаемая форма, для сохранения которой и противодействию флаттеру оболочки в баллоне повышалось давление в полете вдвое. Критику в адрес проблем управляемости СШВП можно признать лишь частично в силу следующих причин: СШВП никогда не будут иметь характеристики управляемости обычного самоле- та с колесным шасси. Выработать нормы управляемости –совместная задача КБ и ЦАГИ. Управляемость СШВП подчиняется другим физическим закономерностям, кото- рые в настоящее время изучаются и на основе которых формируются дополнительные нормы. Следует признать, что значительнее боковое скольжение при парировании ветра или поперечных уклонов ВПП является преимуществом СШВП, существенно расширяющими «погодный минимум» самолета. По оценкам летчиков испытателей СШВП управляемость самолетами данного типа доступна летчикам средней квалификации. Безусловно, вопросы управляемости СШВП при движении по аэродрому являются важнейшими и должны формироваться с самого начала проектирования воздушного судна. В главе 6 эти вопрос рассмотрены более подробно. Главным ключевым фактором СШВП является надежность его конструкции и безопасность использования при минимальных эксплуатационных затратах на обслуживание. В проекте самолета «Динго» это были главные требования. 3.3. Самолет “Динго” - как практическая попытка гармонизации проектных решений СШВП “Динго” является одним из первых ЛА, где сделана попытка системного подхода с учетом принципа “раннего согласования” [ 13 ]. Основным принципом проектирования СШВП “Динго” было создание безопасной конструкции, работоспособной во всех условиях реальной эксплуатации ЛА с ШВП. В силу этого и была выбрана низкопланная аэродинамическая схема составного крыла с П-образным хвостовым оперением. Низкопланную аэродинамическую схему некоторые критики путают с низкоопущенным глиссирующим крылом. На грунте в наиболее низком корневом участке консоли «Динго» задняя кромка профиля на 900 мм от- 73 стоит от земли. При взлете с воды возможность касания внутреннего закрылка в выпущенном положении волны учитывается встроенным в систему выпуска пружинным амортизатором. Рис.3.15. Общий вид первого летного экземпляра самолета «Динго» При наличии герметичных баков в консолях и одномоторной силовой установке ТВД в хвосте фюзеляжа, над центропланом, такая схема обеспечивает: Хорошие аэрогидродинамические характеристики самолета, удовлетворяющие современным требованиям к самолетам класса АОН, Безопасную аварийную посадку и длительное аварийное плавание в соответствие с требованиями FAR-23 и ОТТ ВВС-86 к гидросамолетам, (что в условиях приполярных рек и морей жизненно важно для спасения экипажа). Повышенную защиту винтомоторного комплекса и воздухозаборников от контакта с препятствиями и воздействия пыли и песка на воздушный винт. Высокую остойчивость как на ВП, так и в режиме плавания (поперечная остойчивость “Динго” из сравниваемых вариантов созданных и проектируемых ВС с ШВП наиболее высокая благодаря низкому расположению центра масс и широкой базе ВП. Максимальная заправка топливом значительно понижает центр масс самолета ), 74 Безопасность для обслуживающего аэродромного персонала (что важно при работе “Динго” на периферии) и возможность обслуживания СУ на плаву. Меньшую затененность воздушного винта, и хорошую возможность к модификациям силовых установок, не зажатых конструкцией планера и находящихся вблизи центра масс самолета, Отсутствие несимметричности реверса тяги, что упрощает посадку, позволяет значительно сократить пробег, повысить ресурс оболочек при торможении. Исходя из того же принципа надежности и безопасности в “Динго” было применено ШВП баллонного типа, причем продольные, хорошо обтекаемые пневмобаллоны не убирались в полете, а убирались только щитки поперечного ограждения. Это не только резко усилило надежность конструкции, но и обеспечило возможность аварийной посадки на любой грунт и воду без работающей ВП. Пневмобаллон самолета “Динго” представляет собой конструкцию из особо прочной полиуретановой покрышки с основой из технической ткани и вложенной герметичной резиновой камеры. Покрышка имеет специальное реданирование, обеспечивающее безопасное приводнение без ВП и дополнительно усиленную подошву, обеспечивающую большой ресурс для посадок. На “Динго” в основе эластичного ограждения ШВП лежит пневмобаллонное глиссирующее ограждение, конструктивная концепция которого разработана в ЦКБ по СПК. Типовая конструкция пневмобаллонного шасси имеет большую практическую наработку (более 10 лет) и высокую надежность. В отличие от ХС-8А и Ан14Ш пневмобаллонное шасси “Динго” позволяет добиться: хороших гидродинамических характеристик, хорошей проходимости, ( низкое давление в п/баллоне - 400 даПа.), хорошей остойчивости на всех режимах движения, как с работающей ВП, так и на плаву, эффективного и безопасного торможения на всех типах поверхности, стоянки на любом грунте, в том числе болотистом, на глубоком снегу и т.д., высокого ресурса оболочек, ( значительно большего, чем у Ан14Ш и СХ-8А), высокой энергоемкости шасси и эффективности амортизации посадочного удара, Важнейшим условием конструирования “Динго” было требование надежной работы агрегата в условиях повышенного пылевлагообразования и низких температур. С этой целью все основные агрегаты самолета защищены от попадания пыли и влаги, оба двигателя, маршевый и подъемный имеют встроенные в воздухозаборники специально разработанные сепараторы с подогревом входных губ. Воздухозаборники вынесены в наиболее чистую зону. Кабина фюзе- 75 ляжа во время движения на ВП надувается небольшим избыточным давлением, препятствующим проникновению пыли в салон. Все датчики-приемники статического и полного давления продуваются после взлета и имеют антиобледенительный подогрев. На самолете установлена механизации крыла, способная работать в условиях смерзания влаги и песка. Вместо предкрылка крыло имеет специальный модифицированный профиль, обеспечивающий достижение больших углов атаки. Салон и лобовые стекла обогреваются теплым воздухом, кроме того, лобовые стекла очищаются спиртом и щетками дворников (по данным полярных летчиков при полетах в тундре на малой высоте по лобовому стеклу течет зеленое месиво мошкары и спиртовая очистка необходима для посадки). По рекомендации техников - эксплуатантов самолетов в северных районах России конструкторы на “Динго” отказались от противообледенительной системы типа “Гудрич”, как ненадежной, и использовали обычную тепловую систему обогрева носка. С целью безопасной работы “Динго” в северных районах на нем исключен гидропривод. Большинство систем по ШВП дублировано, также как системы управления самолетом. Особое внимание выделялось бортовому радионавигационному и связному оборудованию, позволяющему самолету даже в плохую погоду выходить на площадку, “видеть” ее с помощью локатора и производить посадку. С целью обеспечения безопасности при грубой посадке каждый пневмобаллон имеет по два встроенных предохранительных клапана, сбрасывающих избыток давления при вертикальном ударе и “срезающих” перегрузку до нормируемого уровня. С той же целью левый и правый баллоны закольцованы, т.е. соединены уравнивающим давление патрубком. Ложементная часть центроплана находится ниже центроплана и ей придана форма лыжи с приподнятым носком, что обеспечивает безопасную аварийную посадку при поврежденных покрышках баллонов. Самолет «Динго» не является абсолютным образцом для будущих СШВП, но в нем заложены принципы, которые, возможно станут правилом для будущих более тяжелых, а значит, и более рациональных и экономичных самолетов безаэродромного базирования. 76 ЛИТЕРАТУРА 1. Житомирский Г.И. Конструкция самолетов; Учебник для студентов авиационных специальностей вузов.-М.: Машиностроение,1991.-400 с.:ил. 2. Тихонравов В.А. Конструкция летательных аппаратов. Взлетно-посадочные устройства. Сборник трудов под редакцией В.Ф. Болховитинова. М.: Изд-во ВВА им. проф. Н.Е. Жуковского. 1958 г. 3. Ханжонков В.И. Аэродинамика аппаратов на воздушной подушке. М.: Машиностроение, 1972. 4. Морозов В.П. Энергетические и весовые характеристики самолетного шасси на воздушной подушке и шасси на воздушной смазке, Диссертация на соиск. звания канд. техн. наук. М. Изд-во МАИ, 1983 г. 5. Бердов В., полковник:- Разработка систем обеспечения взлета с поврежденных ВПП., стр.62., журнал: Зарубежное военное обозрение, № 2, 1982 . 6. Беляев. Самолеты-амфибии и летающие лодки. Отчет ЦАГИ по НИР «Анализ развития конструкций и характеристики отечественных и зарубежных гидросамолетов».в 2-х томах. 1991 г.293 стр. илл. 7. Dipl.Ing. Gerhard Morgenroth/ O. Reich. Fahrwerke. / 1.Teil . Mag. Flieger revue. # 11. 1981 . p.500 - 507. / 2.Teil . Mag. Flieger revue. # 12. 1981 . p.548 - 556. 8. Бурдин П.Г., Зайцев В.Н., Исправников Л.Р и др. Конструкция летательных аппаратов. Подред. В.Н. Зайцева. Учебник для слушателей инженерных факультетов ВУЗов ВВС. КВИАВУ-ВВС. Киев-1967.459 с. илл. 9. Статья в журнале по самолетам Сухого. (найти!!!) 10. Маслов Л.А., Петров А.В., Святодух В.К., Чернявский А.М., Черняк В.В. Проблемы аэромеханики взлета и посадки самолетов с коротких малопоготовленных полос/ В сб. «Авиационные технологии-20002.- М.: Изд. ЦАГИ, 1997 г. 11. Шавров В.Б. история конструкций самолетов в СССР 1938-1950 гг. 2-е изд., исправ.- М.: Машиностроение, 1988.-568 с. илл. 12. Яблонский П.П. Крылатые суда отечества. (Экранопланы мира). Москва, Тип. Россельхозакадемия, 98 стр. с ил. 13. Кульбида В.Е., Морозов В.П., Транспортная эффективность летательных аппаратов безаэродромного базирования, Москва. Из-во “НИА-Природа”, -1999 г., 92 стр. с ил.. 14. Арепьев А.Н. Проектирование легких пассажирских самолетов.-М.: Изд-во МАИЮ 2006.640 с. илл. 77 78
