А. И. МАСКАЛИК, Р. А. НАГАПЕТЯН, В. В. ИВАНЕНКО,
А. Г. БУТЛИЦКИИ, В. В. ТОМИЛИН, А. И. ЛУКЬЯНОВ
зшш
ТРАНСПОРТНЫЕ
СУДА
XXI бека
Санкт-Петербург
«Судостроение»
2005

УДК 629.125.8
Э28
ББК 39.427
Издание выпущено при поддержке
ЗАО «Арктическая торгово-транспортная компания»
Авторы: А. И. Маскалик, Р. А. Нагапетян, В. В. Иваненко,
А. Г. Бутлицкий, В. В. Томилин, А. И. Лукьянов
Под научной редакцией доктора технических наук А. И. Маскалика
Э 28 Экранопланы — транспортные суда XXI века/ А. И. Маскалик,
Р. А. Нагапетян и др. - СПб.: Судостроение, 2005. — 576 с: ил.
ISBN 5-7355-0668-4
В монографии изложены история, отечественные и мировые достижения в
создании скоростных судов — глиссеров, судов на подводных крыльях, судов на
воздушной подушке, судов на воздушной каверне и экранопланов, показаны
объективные условия создания высокоскоростных судов — экранопланов, как высшего
достижения скоростного судостроения XX в. Изложены основы теории и проектирования,
вопросы экономики и эксплуатации, анализ областей эффективного использования
экранопланов. Подробно даны описание первого в мировом судостроении
транспортного экраноплана «Акваглайд», а также основные сведения по проектам
перспективных экранопланов для различных условий эксплуатации, включая климатические
условия Севера и Арктики. Приведены действующие международные и российские
нормативно-правовые документы по созданию и эксплуатации экранопланов
различных назначений и водоизмещении.
Книга рассчитана на специалистов, работающих над созданием
высокоскоростных судов и разрабатывающих стратегические пути дальнейшего развития
транспорта; может быть полезна преподавателям, студентам и аспирантам учебных
заведений, готовящих специалистов в области скоростного судостроения.
ББК 39.427
ISBN 5-7355-0668-4
© А. И. Маскалик, Р. А. Нагапетян.
В. В. Иваненко, А. Г. Бутлицкий,
В. В. Томилин, А. И. Лукьянов. 2005
©. Издательство «Судостроение», 2005

В. В. Таиишн
д.т.н. А. И. Маскалик
А. И. Лукьянов

ПРЕДИСЛОВИЕ
Российское скоростное судостроение вступило в XXI в. с реальным
научно-конструкторским заделом, обеспечивающим широкое практическое
внедрение в мировую транспортную систему наиболее перспективных
скоростных судов, созданных в XX в., — экранопланов.
Авторы книги, ближайшие соратники главного конструктора первых
российских судов на подводных крыльях [6] и первого практического
образца экраноплана для ВМФ СССР «Орленок» [10] Р. Е. Алексеева, доктор
технических наук А. И. Маскалик, А. Г. Бутлицкий, В. В. Томилин, А. И.
Лукьянов, инициаторы и организаторы практического внедрения отечественных
достижений в области экранопланостроения в наиболее актуальные
направления развития российского транспорта Р. А. Нагапетян и В. В. Иваненко
подводят важный научно-технический итог создания и развития
высокоскоростных судов в XX в.: глиссеров, судов на воздушной подушке, судов на
воздушной каверне и экранопланов — и определяют пути их дальнейшего
развития и области наиболее эффективного использования.
В предлагаемой книге, являющейся уникальной научно-технической
монографией в области высокоскоростных судов, изложены история и
отечественные и мировые достижения в этом направлении — наука,
проектирование, строительство, эксплуатация, экономика; приведен анализ
областей наиболее эффективного использования различных типов
высокоскоростных судов, сделан акцент на экранопланах как на наиболее эффективных
высокоскоростных судах.
Книга в целом и посвящена основам теории и проектирования,
информации по созданным и перспективным проектам экранопланов,
отвечающим различным условиям эксплуатации, включая экстремальные
климатические условия Севера и Арктики, а также международным и российским
нормативно-правовым документам, обеспечивающим экранопланостроению
легитимную структуру в странах их строительства и эксплуатации.
Монография, являющаяся одной из первых научно-технических
публикаций, посвященных итогам создания и развития высокоскоростных
судов XX в., достаточно полно освещающая научно-конструкторские
достижения в области экранопланостроения, рассчитана на специалистов, как
работающих в сфере создания высокоскоростных судов, так и разрабатыва-
4

ющих стратегические пути дальнейшего развития транспорта в наиболее
актуальных регионах РФ и мира.
Авторы надеются, что издание станет также ценным пособием для
преподавателей, студентов и аспирантов учебных заведений, готовящих
специалистов в области высокоскоростного транспорта.
Главы 1—4 книги написаны А. И. Маскаликом и А. Г. Бутлицким
совместно; главы 5—7 — А. И. Маскаликом; глава 8 — А. И. Лукьяновым; главы
9,10 — В. В. Томилиным и В. В. Иваненко совместно; глава 11 — А. И.
Маскаликом и А. И. Лукьяновым совместно; глава 12 — А. И. Маскаликом,
Р. А. Нагапетяном, В. В. Иваненко и А. И. Лукьяновым совместно; глава
13 — Р. А. Нагапетяном, заключение — А. И. Маскаликом и Р. А.
Нагапетяном совместно, приложение подготовлено А. И. Маскаликом.
Авторы выражают благодарность участникам создания российских
гражданских экранопланов А. Я. Вольфензону и Г. Д. Юрловой за помощь в
подготовке рукописи к изданию, а также Д. А. Вольфензону за помощь в
подготовке графического и иллюстративного материала.

ГЛАВА 1
XX ВЕК — СТОЛЕТИЕ СОЗДАНИЯ
ВЫСОКОСКОРОСТНЫХ СУДОВ
Одним из самых древних видов транспорта является водный. И это
закономерно, так как более 2/3 нашей планеты покрыто водой; морями и
океанами омывается 3/4 границ нашей страны, а на ее территории
насчитывается около 108 тыс. рек общей протяженностью около 1,5 млн км [6].
Используя для плавания гидростатические силы поддержания (на многие
тысячелетия раньше, чем Архимеду удалось сформулировать закон плавания),
человек совершенствовал водный транспорт, повышая как грузоподъемность
и мореходность, так и скорость его движения.
Плаванию соответствует характерная зависимость сопротивления
судна от скорости его движения в воде Х=/(V) (рис. 1). Эта зависимость на
малых скоростях имеет характер, близкий к линейному (участок I), на
больших скоростях становится существенно нелинейной (участок II). Другими
словами, начиная с определенной скорости, сопротивление движению
плавающего судна растет весьма интенсивно. История создания и развития
судов вплоть до XX в. непосредственно связана с активными усилиями
судостроителей повысить скорость движения в пределах участка 1 кривой
сопротивления судна. Эти усилия были направлены, с одной стороны, на
совершенствование форм и обводов
корпусов судов, обеспечивающих снижение
сопротивления движению, с другой — на
повышение тяги (упора) судовых
движителей за счет мощности двигателя и
роста эффективности движителя (гребного
колеса, винта и т. д.). В результате этих
усилий и развития смежных отраслей
техники (двигателе строения, металлургии и
~ др.) к XX в. были созданы суда различ-
ных водоизмещении и назначений во
Рис. 1. Кривая зависимости всем диапазоне скоростей участка I кри-
сопротивления водоизмещающего войХ=/(У). Некоторые плавающие (во-
судна от скорости доизмещающие) суда еще в XIX в. дос-
6

тигали таких скоростей, которые престижны и в настоящее время. Так,
английский океанский парусный клипер «Джемс Беймс» водоизмещением
2500 т 18 июня 1856 г. достиг высочайшей для парусных судов скорости
39 км/ч (21 уз), а колесный пароход «Махарузе» водоизмещением 3200 т и
мощностью паровой машины 6400 л.с, построенный в 1886 г., развил
скорость около 35 км/ч (19 уз) [6]. Скорость построенного в России в 1888 г.
грузопассажирского парохода «И. С. Тургенев» составляла около 22 км/ч,
а пассажирский речной теплоход «Максим Горький» постройки 1936 г.
развивал скорость свыше 25 км/ч, что соответствует скоростям современных
больших пассажирских лайнеров [6]. Больших скоростей удалось достичь
на морских и океанских плавающих лайнерах (один из самых
быстроходных современных пассажирских океанских лайнеров «Куин Элизабет II»
имеет скорость около 55 км/ч), но и эти значения практически
укладываются в участок I кривой X=f(V).
Итак, плавание, как способ поддержания тел на воде с помощью
гидростатических сил, обеспечило речным судам максимальные скорости до
25 км/ч, а морским и океанским — до 55 км/ч.
Появление в конце XIX в. быстро прогрессирующих по скорости
автомобильного, железнодорожного и особенно авиационного транспорта в
условиях повышения ценности общественно-полезного времени бурно
развивающегося производства начала XX в. привело к падению престижа
водного транспорта.
Попытки судостроителей увеличить скорость водоизмещаюших судов
оказались практически безрезультатными. С переходом скорости на
участок II кривой X=f(V) сопротивление судов интенсивно растет, и
энергетические затраты на повышение скорости становятся экономически
нецелесообразными. Причиной интенсивного роста сопротивления воды
движению плавающих судов на этом участке является так называемое волновое
сопротивление, обусловленное силами гравитационной природы.
В 1898 г. австралийским математиком Мичеллем впервые получено
теоретическое решение задачи определения волнового сопротивления
тонкого плавающего судна. Было показано, что для водоизмещаюших судов
избежать волнообразования при достижении ими определенных скоростей
невозможно и что скорость начала волнообразования прямо
пропорциональна размерам судна. Поэтому повысить скорость судов можно было бы,
увеличив их размеры. Однако размеры судов к началу XX в. достигли своего
максимума по причине ограниченной осадки для речных условий.
Таким образом, для водоизмещающего транспорта к концу XIX в.
резервы для повышения скорости движения были практически исчерпаны.
Поэтому конструкторы, занимавшиеся созданием скоростных судов, обратились
к предложениям использовать для движения судов на больших скоростях
7

гидродинамические и аэродинамические силы. Эти предложения были
основаны на идее подъема корпуса судна из воды к моменту достижения им
скорости начала волнообразования. По средствам и способам получения
гидродинамических и аэродинамических сил предложения были разные.
Наиболее эффективными, давшими практические результаты, оказались
предложения по использованию гидродинамических сил глиссирующей
поверхности и подводного крыла и аэродинамических сил статической и
динамической воздушной подушки.
Так в XX в. появились глиссирующие суда и их усовершенствованный
вариант с воздушной смазкой дниша — суда на воздушной каверне; суда на
подводных крыльях, базирующиеся на гидродинамических силах
поддержания; суда на воздушной подушке и экранопланы, базирующиеся на
аэродинамических силах поддержания, соответственно, статической воздушной
подушки, создающейся специальными воздушными нагнетателями, и
динамической воздушной подушки, создающейся низколетящим воздушным
крылом.
1.1. Глиссирующие суда
Глиссирование представляет собой процесс скольжения тел по
поверхности жидкости (рис. 2), когда масса тела практически уравновешивается
возникающей при этом гидродинамической силой (архимедова сила при этом
незначительна).
Рис. 2. Схема глиссирования плоской пластины
по поверхности жидкости
8

Режим глиссирования возникает при скоростях, соответствующих
числам Фруда по водоизмещению:
Fr= , *L_, (1.1)
где V — скорость судна; g — ускорение силы тяжести; D —
водоизмещение; у — удельный вес воды.
Следует отметить, что не всякое судно при числах Fr = 3 глиссирует.
Чтобы добиться глиссирования, необходимо придать корпусу судна
соответствующую форму: днище должно быть плоским или плоскокилеватым и
иметь некоторый подъем от кормы к носу. Для обеспечения срыва струй
воды с днища, чтобы вода не замывала борта и корму, бортовая скула судна
должна быть острой, а корма — обрезной (транцевой) (рис. 3). Более
высокая эффективность глиссирования достигается с помощью реданирования
корпуса (рис. 4).
При глиссировании сохраняется контакт корпуса судна с
поверхностью воды при обеспечении судну остойчивости, мореходности,
управляемости, маневренности и других необходимых качеств традиционными или
близкими к ним методами для водоизмещающих судов.
Глиссирование позволило создать высокоскоростные спортивные суда
со скоростями свыше 500 км/ч, однако решить удовлетворительно вопросы
мореходности на базе этого принципа движения не удалось. Поэтому
глиссеры получили распространение лишь в виде малых военных судов (рис. 5)
и различного типа спортивных судов (рис. 6) [8].
Рис. 3. Формы корпусов глиссеров:
/ - бортовая скула; 2 - транец; S - глиссирующая часть днища
9

Рис. 4. Формы реданов корпусов глиссеров:
/ - носовая скула; 2 - носовой редан; 3 - кормовая скула;
S S - соответственно носовая и кормовая площадки глиссирования
Рис. 5. Торпедный глиссирующий катер
Рис. 6. Спортивный глиссер:
1 - носовой редан; 2 - кормовой редан; 3 - стабилизатор;
4 - газовыхлоп двигателя; 5 - короткие реданы; 6 - гибкий вал
10

Рис. 7. Пассажирский катер «Экспресс» глиссирующего типа
Редким примером использования глиссирующих судов в качестве
пассажирских являются российский морской пассажирский катер «Экспресс»
(рис. 7) массой 42 т и пассажировместимостью 130 чел., который развивал
скорость до 84 км/ч (45 уз). Он был построен в конце 30-х гг. XX в. и в
1940 г. эксплуатировался на Черном море на линии Сочи — Сухуми [8].
1.2. Суда на воздушной каверне
Идея использования воздушной смазки днища для снижения
сопротивления трения судна относится к XIX в. (работы В. Фруда, 1865 г.) [16].
В России разработкой проблем реализации этой идеи плодотворно
занимались конструкторы и ученые В. И. Левков, Л. А. Эпштейн, А. М. Басин и др.
Однако впервые практически
реализовать эту идею удалось во второй
половине XX в. совместно
профессору А. А. Бутузову и конструкторам
ЦКБ по судам на подводных
крыльях им. Р. Е. Алексеева, создавшим
ныне известные суда на воздушной
каверне (СВК) «Линда», «Серна»,
«Меркурий» и др. (рис. 8) [16].
Для обеспечения воздушной
смазки днища в полость, ограничен- Рис. 8. СВК «Линда»
11

Рис. 9. Физическая схема работы СВК:
*> кк- К~ подъемная сила на глиссирующем днище, от воздушной
каверны, на носовом редане соответственно
ную, например, носовым поперечным реданом и боковыми снегами глиссера
принудительно подается от вентиляторов воздух с избыточным давлением (рис'
9). Образовавшаяся при этом воздушная каверна изолирует часть
поверхности днища глиссера от воды, снижая при этом его сопротивление и
повышая гидродинамическое качество [16].
Максимально достигнутые результаты по снижению сопротивления
глиссеров с помощью воздушной смазки [16] — до 30 % от общего
сопротивления при расходовании мощности вентиляторов до 3 % от мощности
главных двигателей.
Таким образом, созданные СВК (табл. 1) повысили
гидродинамическое качество глиссеров, т. е. их экономические показатели, сохранив
скоростные показатели и проблемы с мореходностью.
Таблица I
Название
судна
"Линда"
"Веста"

"Меркурии"
"Серна"
L,,,;.
м
24.1
32.2
35.0
24.0
LB
5.0
4,9
3,9
4,1
Основные данные по СВК
Д„„
т
24,6
57,0
98,8
100,0
А,,,,,.
т
16.8
42,0
80,3
53.0
Г,.
XI
29.7
35,0
50.0
30.0
А',.
кВт
735
1910
3780
3200
Расх.
возд..
м"ч
3500
7000
11000
10000
Fr
2,85
2,93
3,82
2.28
Кц
Марка
двигателя
5,1 IM401
JA-2
5,2 2хМ470
4.9
2хМ533
3.4 |2xTBD
616 V 16
12

1.3. Суда на подводных крыльях
Весьма перспективными оказались работы в области создания
скоростных судов на подводных крыльях (СПК). Использованию подводного
крыла в судостроении способствовал тот факт, что массовая плотность воды в
800 раз больше воздуха. Это означает, что для обеспечения одинаковой
подъемной силы требуется площадь подводного крыла в 800 раз меньше,
чем воздушного.
Основные задачи, которые необходимо было решить на пути создания
СПК, заключались в выборе количества подводных крыльев, их геометрии
и места расположения относительно корпуса судна. По этим трем
принципиальным соображениям можно классифицировать все многообразие
типов СПК и схем подводных крыльев.
Первая авторская заявка на СПК принадлежит Шарлю де Ламберу [6],
который запатентовал свое изобретение в 1891 г. во Франции, а в 1894 г. —
в США. Он построил небольшое судно с подводными крыльями (рис. 10),
но оторвать корпус от воды во время испытаний ему так и не удалось.
Впервые практически осуществить движение СПК удалось одному из
пионеров авиации итальянскому инженеру Энрико Форланини в 1905 г.
Построенное им судно массой 1,6 т с установленными в носу, корме и по
Рис. 10. СПК Ламбера:
подводные крылья: 2 — .кика: 3 —- шарнирный механизм:
4 — котел: 5 — паровая машина
13

Рис. 11. СПК Форланини
бортам «этажерочными» подводными крыльями (рис. 11)—результат
многолетних исследований по использованию подводного крыла в
судостроении для повышения скорости движения на воде. Целью установки «этаже-
рочных» (в системе вертикальной решетки) подводных крыльев являлась
стабилизация движения СПК при изменении скорости движения.
Подъемная сила крыла Упрямо пропорциональна его площади Sи
квадрату скорости движения. Для того чтобы СПК было сбалансировано в
вертикальной плоскости (рис. 12), необходимо соблюдение равенства Упк = D
(подъемная сила подводных крыльев равна водоизмещению судна).
Обеспечив соблюдение этого равенства для какой-либо скорости V, мы
нарушаем его при ее изменении, так как масса судна практически постоянна.
Геометрия подводных крыльев Форланини позволяет решить задачу
стабилизации движения судна по скорости за счет изменения площади
подводного крыла. При увеличении скорости движения ряд подводных
крыльев из состава решетки выходит из воды и, наоборот, с уменьшением V
входит в воду. В том и другом случае изменение скорости не нарушает
равенства Уп к = D . Расположение подводных крыльев в носу, корме и по бор-
Уп.к
+ D
Рис. 12. Силы, действующие на СПК при движении на крыльях
14

там подчинено требованиям продольной и боковой остойчивости судна. Диф-
ферентуюший возмущающий момент компенсируется обратным по знаку
дополнительным моментом от носового и кормового подводных крыльев
(при дифференте на нос в воду входят дополнительные крылья носовой
решетки и из воды выходят крылья кормовой). Аналогично компенсируется
кренящий возмущающий момент бортовыми крыльями.
В период с 1905 по 1911 гг. построенное Форланини СПК проходило
испытания на озере Маджиоре, в процессе которых удалось поднять корпус
судна над водой более чем на 0,5 м и развить скорость до 70 км/ч при
мощности двигателя 55 кВт. Однако испытания выявили и много недостатков в
ходовых качествах созданного судна. В частности, обнаружились
неустойчивое движение судна при входе в воду и выходе из нее части крыльев из
состава решеток (скачкообразное изменение подъемной силы), провалы
крыльев в воду из-за попадания к ним атмосферного воздуха при малых
погружениях под поверхность воды, большое сопротивление «этажерочных»
крыльев и др. Эти недостатки Форланини преодолеть не удалось.
Примерно в этот же период итальянский авиатор Артуро Крокко
предложил систему подводных крыльев, позволяющих более эффективно
осуществлять стабилизацию судна в вертикальной плоскости с изменением
скорости. Для этой цели он применил так называемые V-образные
пересекающие поверхность воды подводные крылья. На судне, построенном им
совместно с итальянским инженером Рикальдони в 1906 г., установлено два
таких крыла — в носу и корме (рис. 13). Стабилизация судна достигается
выходом из воды части площади крыльев при увеличении скорости судна и
входом в воду части площади крыльев при ее уменьшении, т. е. в том и
другом случае равенство Уп к = D обеспечивается изменением
погруженной площади подводных крыльев. С помощью изменения погруженной
площади подводных крыльев решаются и вопросы продольной и боковой
остойчивости.
I I 1-1
! I
! I
Рис. 13. СПК Крокко
15

Испытания судна, проведенные Крокко и Рикальдони в 1907 г.,
подтвердили принципиальные вопросы движения судна на V-образных
пересекающих поверхность воды подводных крыльях. Судно было выведено на
основной режим движения с полным отрывом корпуса от воды и при
мощности двигателя 59 кВт с двумя воздушными винтами развило
максимальную скорость 70 км/ч (впоследствии на это судно был установлен двигатель
мощностью 74 кВт, что позволило увеличить скорость до 90 км/ч).
Подтвердив основные вопросы движения созданного им судна, Крокко
столкнулся и с серьезными трудностями в его эксплуатации. Во-первых, отсут^
ствовала стабильность движения судна в вертикальной плоскости из-за по-*
падания воздуха через зону пересечения крылом поверхности воды в
область его рабочих плоскостей, во-вторых, были низкие характеристики
продольной и боковой остойчивости. ;
В период с 1894 по 1906 гг. братья Мичем (США) предложили способ
управления подъемной силы подводных крыльев с помощью изменения ий
углов атаки. В проекте крылатой лодки регулирование углов атаки
подводных крыльев, а следовательно, и подъемной силы предполагалось
осуществить с помощью кинематического устройства, связывающего подводные
крылья с глиссирующей поверхностью, установленной перед корпусом суд*
на. Каких-либо чертежей или схем этой лодки не сохранилось. Принципи-j
альная схема приведена на рис. 14. Предложение братьев Мичем является
прообразом более поздних разработок по автоматически управляемым подн
водным крыльям и лыжно-крыльевым устройствам. ]
Многочисленные предложения по созданию СПК, появившиеся в этот!
период и связанные с известными фамилиями пионеров авиации (братья
Райт, Ричардсон, Адер, Куртисс, Селфридж и др.), укладываются в принци-1
пиальные схемы рассмотренных крыльевых устройств и судов. Тем не
менее, отметим оригинальные работы итальянского инженера авиатора Гви
дони по применению подводных крыльев для улучшения взлетно-посадоч?
ных режимов гидросамолета (уменьшение взлетно-посадочных скоросте1
и амортизации ударов при посадке). Большая работа была проведена Гви
дони по установке на поплавках гидросамолета «этажерочных» наклонньи
крыльев (комбинация предложений Форланини и Крокко). Гидросамолет (
Рис. 14. СПК братьев Мичем
16

^
ГХ—Г~\
Рис. 15. Гидросамолет на ПК Гвидони
гакой системой крыльев (рис. 15) в 1911 г. был успешно испытан на
взлетно-посадочных режимах. Существенных преимуществ подводные крылья
испытанному гидросамолету не дали, поэтому работы Гвидони
практической реализации в гидроавиации не получили. Однако комбинация крыльев
Форланини и Крокко, предложенная Гвидони, была применена канадцами
Александером Беллом и Кеси Болдуином, которые после многолетних
исследований в 1919 г. построили судно на подводных крыльях НД-4 (Белл
называл свои суда на подводных крыльях гидродромами) водоизмещением
5 г (рис. 16). Это судно, оборудованное двумя авиационными двигателями
мощностью по 260 кВт каждый, работающими на воздушные винты,
развивало при движении на подводных крыльях скорость свыше 60 уз. Тем не
менее, и у НД-4 сохранились недостатки, отмеченные ранее при
испытаниях судов Форланини и Крокко. Два СПК конструкции Белла и Болдуина в
20-х гг. были построены, но при испытаниях разрушились. Однако в после-
лующие годы (1956—1957) схема Белла с «этажерочным» расположением
V-образных крыльев была применена на созданных экспериментальных
судах США ХСН-4 и Канады «Бра д'Ор».
Наибольшего успеха в создании СПК в 30-х гг. добился известный
немецкий авиационный инженер Ганс фон Шертель, приняв за основу
принципиальную схему подводного крыла, предложенную Крокко. До 1936 г.
Рис. 16. СПК НД-4 Белла и Болдуина
2 Зак. 194
17

Шертелем было разработано и построено восемь экспериментальных СПК,
на которых отрабатывались отдельные элементы подводных крыльев, их
взаиморасположение и размещение относительно корпуса судна.
Значительное внимание было уделено вопросам конструкции подводного крыла и дви-
жительной установки. В результате активной десятилетней работы Шерте-
лю удалось разработать принципиальную схему судна на V-образных
пересекающих поверхность воды подводных крыльях, которая позволила в
последующие годы создать первые образцы судов преимущественно военного
назначения: полицейский катер «КО Во» (1938) массой около 3 т, развивав^
ший при мощности двигателя 110 кВт скорость до 70 км/ч; дозорный кате^
TS-6 (1940) массой 6 т, мощностью двигателя 280 кВт, скоростью свыше
70 км/ч; минный заградитель VS-6 (1943) массой 17 т, суммарной мощноЫ
тью двух двигателей 1000 кВт, скоростью до 85 км/ч; торпедный катер VS-7i
(1943) массой 13 т, суммарной мощностью двух двигателей 960 кВт, скоро-]
стью до 100 км/ч; танкодесантный катер VS-8 (1944) массой 80 т, суммар-j
ной мощностью двух двигателей 5200 кВт, скоростью до 75 км/ч; торпед-j
ный катер VS-10 (1944) массой 50 т, суммарной мощностью четырех двига-1
телей 4400 кВт, скоростью до 100 км/ч.
Следует отметить, что если почти все перечисленные катера базировал
лись на основной схеме подводных крыльев Шертеля, когда носовое крыле
расположено намного впереди центра тяжести (ЦТ) и несет 50—60 %
массы судна, то на катере VS-7 была применена схема Титьенса (рис. 17). В
соответствии с ней на основное (дугообразное или трапециевидное) крыло;
расположенное впереди ЦТ, передается 80—90 % массы судна, а на малое
кормовое, предназначенное для обеспечения продольной
остойчивости судна, — 10—20 %.
В 1934—1935 гг. французский инженер Грюнберг получил патент на схем)
судна, в которой 80—90 % массы судна сосредоточено на кормовом глубоко'
погруженном плоском крыле, а изменение угла атаки крыла (для измененш
его подъемной силы по скорости) осуществляется при помощи носовых глис;
сирующих поплавков, несущих 10—20 % массы судна (рис. 18). Эта схема
близка к предложенной братьями Мичем. Основными ее недостатками явл*
Рис. 17. СПК Титьенса
18

Рис. 18. СПК Грюнберга
ются большая чувствительность носовых глиссирующих поплавков к
состоянию водной поверхности (при небольшой волне — прыгающее движение
судна) и низкая поперечная устойчивость судна.
В последующие годы шведские инженеры Алмквист и Элкстром
предложили улучшить схему Грюнберга. Применив в качестве основного —
дугообразное крыло, пересекающее поверхность воды (рис. 19), они повысили
поперечную остойчивость судна. За счет изменения погруженной площади
основного крыла удалось улучшить и продольную остойчивость судна.
В СССР первые попытки создания СПК относятся к началу 30-х гг. и
принадлежат они, как и за рубежом, авиаторам. Их авторами являются
ученые ЦАГИ В. Г. Фролов и А. Н. Владимиров, которые в период 1933—1937 гг.
провели первые экспериментальные исследования подводных крыльев в
гидроканале ЦАГИ, на основе которых подтвердили возможность их
использования для судов и получили количественные результаты по влиянию
глубины погружения на гидродинамические характеристики подводного
крыла. Одновременно учеными ЦАГИ М. В. Келдышем, Н. Е. Кочиным,
М. А. Лаврентьевым, Л. И. Седовым и Л. Н. Сретенским были выполнены
фундаментальные теоретические исследования гидродинамики подводных
крыльев, позволившие объяснить механизм и закономерности
возникновения и изменения подъемной силы вблизи поверхности воды.
В 1934 г. В. Г. Фроловым и А. Н. Владимировым разработана схема
судна на двух подводных крыльях (рис. 20) и построена его самоходная
модель ЭГО-1 массой около 300 кг.
При мощности двигателя 10 кВт
модель развивала скорость 32 км/ч.
Устойчивости хода на модели
достичь не удалось, так как при
приближении к поверхности воды к
крыльям прорывался
атмосферный воздух, в результате чего
терялась их подъемная сила, и
судно «проваливалось». Рис. 19. СПК Алмквиста и Элкстрома
19

Рис. 20. СПК Фролова и Владимирова
В 1936 г. научным
сотрудником ЦАГИ Л. А. Эп-
штейном была предложена
схема катера с автоматичес-j
ким управлением
подъемной силы подводного крыла
(рис. 21). Это предложение
было реализовано на
построенных в ЦАГИ катерах: в
1937 г. с носовым
подводным крылом, а в 1941 г. —
с одним носовым и двумя кормовыми автоматически управляемыми
подводными крыльями. При массе 1,3 т катер при мощности 96 кВт с
передачей на воздушный винт развивал скорость до 100 км/ч (рис. 22). Здесь, ка!
и в схеме Грюнберга, столкнулись с трудностями обеспечения стабильногс
хода катера в вертикальной плоскости и с'низкими характеристиками
боковой остойчивости.
В ЦАГИ велась также работа по применению V-образных
пересекающих поверхность воды подводных крыльев. Были предприняты попытю
избежать неблагоприятного влияния передних крыльев на задние путем раз
несения площадей носового крыла по ширине. По такому принципу в 1946—
1947 гг. в ЦАГИ был построен катер (рис. 23) массой 1,5 т, который npi
мощности двигателя 66 кВт развивал скорость до 60 км/ч. Однако и эт!
схема катера не была лишена недостатков, присущих схемам Шертеля.
В 1941 г. советский конструктор Р. Е. Алексеев приступил к работам п<
созданию СПК [6]. В 1943 г. он предложил использовать малопогруженно!
подводное крыло. К этому времени на основе исследований, проведенны;
им в опытовых бассейнах и гидро
лотках, а также на несамоходны;
и самоходных моделях на откры
том водоеме, удалось подтвердит
возможность решения с помощь*
малопогруженных подводных кры
льев, глубина погружения которы
составляет 15—30 % хорды кры
ла, вопросов стабильного хода, ус
тойчивости движения и высоког
гидродинамического качества.
Рис. 21. Схема автоматического 1943 г. Р. Е. Алексеевым был разр*
управления подъемной силой ПК ботан проект и построен первы
)иштейна катер на подводных крыльях А-
20

Рис. 22. Самоходная модель СПК Эпштейна
Рис. 23. Катер на ПК ЦАГИ
Рис. 24. Катер на ПК А-4 конструкции Алексеева
21

Рис. 25. Самоходная модель катера А-4 на испытаниях
(рис. 24). В крыльевой схеме этого катера заложены элементы как
саморегулирования подъемной силы подводного крыла по скорости в зависимости от
погружения (больше скорость — меньше погружение и подъемная сила, и
наоборот), так и искусственного регулирования подъемной силы с помощью
управления углом атаки носового крыла. Испытания (рис. 25) прошли
успешно. При массе около 0,9 т и мощности двигателя 18 кВт катер полностью
выходил на подводные крылья и развивал скорость свыше 30 км/ч.
Гидродинамическое качество катера при этом составляло около 9. Основными
недостатками являлись трудности искусственного управления подъемной силой
подводного крыла и обеспечения его поперечной остойчивости. К этому
следует добавить конструктивные трудности, связанные с устройством
искусственного управления углом атаки крыла.
В 1945 г. Р. Е. Алексеевым был разработан проект катера на подводных
крыльях А-5 (рис. 26). Носовое крыло этого катера состоит из трех
разнесенных по высоте крыльев; каждое из двух кормовых, установленных по бор-
Рис. 26. Катер на ПК А-5 конструкции Алексеева
22

Рис. 27 Испытания катера А-5
там, — из двух разнесенных по высоте крыльев. В 1946 г. катер был построен
и испытан. При массе около 1 т и мощности двигателя 53 кВт он полностью
выходил на подводные крылья и развивал скорость около 80 км/ч (рис. 27);
г идродинамическое качество катера при этом составляло около 10.
Ступенчатое расположение подводных крыльев позволяет, с одной
стороны, при изменении скорости соответствующим образом менять
подъемную силу подводных крыльев с помощью регулирования погруженной в
воду их площади (выход из воды или погружение в воду части крыльев, как
в схеме Форланини), с другой — решать вопросы остойчивости катера во
всем диапазоне скоростей движения на подводных крыльях. Таким
образом, Р. Е. Алексеев вплотную приблизился к разностороннему
использованию эффекта малопогруженного крыла. Этому способствовали успехи,
достигнутые им в выборе геометрии и профилей сечений подводных крыльев,
предназначенных для работы на малых глубинах, а также выступающих
частей (кронштейнов, стоек и др.), взаимодействующих с подводными
крыльями. Подводные крылья катера А-5 обеспечивали ему устойчивое
движение в вертикальной плоскости до погружений 0,2 хорды (без
проникновения к ним атмосферного воздуха). Расстояние между крыльями выбрано
таким образом, чтобы при любой скорости катеру при движении на
крыльях была обеспечена необходимая остойчивость.
Основными недостатками катера А-5 были низкое гидродинамическое
качество при выходе на крыльях (высокое сопротивление крыльев в
системе решетки), нарушение стабильного хода при выходе (входе) ступеньки
крыла из воды и невысокие характеристики поперечной остойчивости.
К 1947 г. Р. Е. Алексееву удалось экспериментально решить
принципиальные вопросы гидродинамики малопогруженного подводного крыла,
взаимодействия его с корпусом и выступающими частями. К этому времени
был создан также оптимальный профиль такого крыла. Все это позволило
Р. Е. Алексееву в 1947 г. разработать схему судна на малопогруженных под-
23

Рис. 28. СПК А-7 конструкции Алексеева
водных крыльях, принципиально отличную от ранее известных,
явившуюся прообразом известных речных пассажирских СПК, созданных им в 50-е
годы. Первым практическим воплощением этой схемы был разработанный
им проект торпедного катера на подводных крыльях А-7, изготовленный в
1947 г. (рис 28). Крыльевое устройство катера состоит из двух малопогру*
женных подводных крыльев — носового и кормового, жестко закреплена
ных на корпусе. Геометрия, профиль и место расположения подводных крьь
льев относительно корпуса соответствует получению максимального
гидродинамического качества катера и устойчивости его движения на подводн
ных крыльях в продольной и боковой плоскостях. Катер при массе около
22 т при суммарной мощности двух двигателей 800 кВт развивал при двиН
жении на подводных крыльях скорость более 110 км/ч (на 15 км/ч больше^
чем без крьшьев) при удовлетворительных характеристиках продольной и|
боковой остойчивости (рис. 29). !
Следует отметить, что последнему в немалой степени способствовала!
установка на корпусе катера подкрылков. Основными недостатками катера!
Рис. 29. Испытания СПК А-7
24

Рис. 30. Первое пассажирское СПК конструкции Алексеева
А-7 являлись низкое гидродинамическое качество (около 7), недостаточная
остойчивость при выходе на подводные крылья, а также
неудовлетворительные характеристики взаимодействия корпуса с поверхностью воды при
движении на крыльях (удары, резкое торможение и т. д.). Причиной этих
недостатков была форма корпуса серийного глиссирующего катера, который не
отвечал требованиям движения на подводных крыльях, а также выхода на
крылья.
Дальнейшие работы Р. Е. Алексеева были направлены на создание
корпусов, обеспечивающих оптимальное взаимодействие с подводными
крыльями на всех режимах движения. Одновременно проводились работы по
оптимизации геометрии и места расположения подводных крыльев,
созданию устройств, обеспечивающих остойчивость на переходных режимах
движения (при выходе на крылья, торможении с последующей посадкой на
корпус), и разработке скоростных движителей (кавитируюших гребных
винтов, работающих в косом потоке, и водометов). В результате в 1949 г.
Р. Е. Алексеевым был разработан проект первого речного пассажирского
судна на малопогруженных подводных крыльях массой 12 т с двигателем
мощностью 330 кВт, скоростью 60 км/ч, вместимостью 60 пассажиров (рис. 30).
Созданная в 1949 г. самоходная модель этого судна в ходе испытаний
подтвердила основные данные разработанного проекта. Поэтому в
последующие годы Р. Е. Алексеевым проводились всесторонние работы по
доводке принципиальной схемы конструкции судна на малопогруженных
подводных крыльях исходя из требований, предъявляемых к пассажирским
судам. Необходимо было на практическом уровне решить вопросы ходкости,
устойчивости, маневренности, мореходности движения, непотопляемости,
обитаемости, надежности, безопасности, прочности и другие в любых ус-
Г
25

Рис. 31. Первое пассажирское СПК РТ-10 конструкции Шертеля
ловиях эксплуатации: на тихой воде, волнении и в условиях ограниченного
речного фарватера.
Параллельно с Р. Е. Алексеевым в послевоенный период Гансу фон
Шертелю в 1953 г. удалось в Швейцарии (фирма «Супрамар») на базе
предложенной им схемы V-образных пересекающих поверхность воды
подводных крыльев создать первое пассажирское судно на подводных крыльях РТ-
10 «Фречча д'Оро» озерного типа (рис. 31).
16 мая 1953 г. на озере Маджиоре, между городами Локарно и Ароной,
была открыта первая пассажирская линия, обеспечиваемая первым СПК РТ-10
конструкции Шертеля. Судно эксплуатировалось успешно. Только за две
первые навигации им было перевезено около 25 тыс. пассажиров и пройдено до
50 тыс. км. Однако выйти с этим судном на большие пассажирские потоки не
удалось. Для этого необходимо было создать СПК прибрежного морского
плавания, отвечающее требованиям Морского Регистра. В 1955 г. фирмой
«Супрамар» под руководством Шертеля был разработан проект первого
морского СПК прибрежного плавания РТ (пассажирский транспорт)-20. В 1956 г.
судно «Фречча дель Соле» было построено и испытано.
Начав эксплуатацию на линиях Мессина — Неаполь (это расстояние
судно проходит за 5 ч 40 мин, т. е. на 3 ч быстрее поезда) и Мессина —
Реджио да Калабрие (Сицилия), где выигрыш во времени в сравнении с
обычными судами составляет около 40 мин (12 мин вместо 50) РТ-20
быстро завоевало популярность. С 1956 г. в Италии, Японии, Голландии и
Норвегии построено около 70 судов этого типа различных модификаций [6].
В 1956 г., т. е. спустя семь лет после разработки первого проекта,
Р. Е. Алексеевым был разработан второй проект речного пассажирского судна
на малопогруженных подводных крыльях, названный «Ракета» (рис. 32,
26

см. цв. вклейку). Оно стало первым речным пассажирским судном на
подводных крыльях: «Советский Союз явился одной из стран, где абсолютно
не сомневались в потенциальных возможностях судов на подводных
крыльях» [6]. Первые опыты по созданию СПК привели к «рождению»
конструкторской группы, которую возглавил главный конструктор проектов
судов на подводных крыльях доктор технических наук Ростислав Евгеньевич
Алексеев. Тем не менее, период выхода СПК на гражданские рельсы
затянулся на 7 лет (1949—1956 гг.). Именно в эти годы Ганс фон Шертель
разработал проект первого пассажирского судна РТ-10.
В 1957 г. первое российское крылатое судно — теплоход «Ракета» на
66 пассажиров было построено и 8 мая 1957 г. совершило первый
пассажирский рейс. С этого времени берет начало эра пассажирских перевозок
крылатыми судами по внутренним водным путям.
Одновременно с практической реализацией принципиальных схем
неуправляемых подводных крыльев появились первые опытные катера на глу-
бокопогруженных подводных крыльях. Наиболее успешные работы в этом
направлении принадлежат английскому инженеру Кристоферу Гуку,
который в развитие идей братьев Мичем в конце 40 — начале 50-х гг. предложил
систему глубокопогруженных подводных крыльев с изменяемыми углами
атаки. Система управления крыльями является механической. В ней
использованы установленные впереди или позади судна волновые
рычаги-датчики. Эти датчики движутся по поверхности воды и через соединительную
систему в зависимости от профиля волны меняют угол атаки подводных
крыльев, обеспечивая им требуемую глубину погружения. Впоследствии
механические рычаги-датчики Гуком были заменены на электронные.
Одной из главных проблем для практической реализации
глубокопогруженных подводных крыльев, которые принципиально могут
обеспечивать судну любую мореходность, является создание надежных систем
автоматической стабилизации и управления подъемной силы подводных
крыльев. В этом направлении и работали специалисты разных стран.
Первым известным нам судном на глубокопогруженных подводных крыльях,
нашедшим практическое применение, является английский прогулочный
катер «Хайдрофин» с механической системой управления углами атаки
Гука. Фирмой «Ньюхайдрофин» в начале 50-х гг. было построено около
70 катеров этого типа (последняя его модель К2Е «Чаннел скиппер»).
Таким образом, 50-е гг. текущего столетия дали жизнь трем из четырех
открытых направлений создания СПК.
Пассажирские суда на подводных крыльях становятся популярными.
Наиболее совершенные из них: теплоход «Ракета», катер «Волга» (1958),
«Метеор» (1958), «Комета» (1959), РТ-10 (1952), РТ-20 (1956), РТ-50 (1959),
РТ-150 (1971), «Дельфин» — пошли в массовое серийное строительство.
27

Только в СССР в 60-х гг. СПК обслуживалось более 100 скоростных
пассажирских линий пятнадцати речных и одного морского (Черноморского) па-
роходств [21].
К концу XX в. СПК «прошли путь от второстепенного туристского
развлечения до средства транспорта, к услугам которого ежегодно прибегают
более 25 млн пассажиров и туристов почти в 40 странах. На сегодняшний
день во всем мире находится в эксплуатации более 1000 СПК, из них порядка
80 % — в Советском Союзе» [6].
Данные по известным СПК приведены в табл. 2, а по наиболее
распространенным в эксплуатации — в табл. 3. Рис. 33—47 (см. цв.
вклейку) — фотографии советских СПК.
1.4. Суда на воздушной подушке
Конструкция судов на воздушной подушке (СВП) основана на
использовании для подъема корпуса из воды (для исключения волнового
сопротивления) аэродинамических сил статической воздушной подушки,
создаваемой под корпусом судна или его несущими поверхностями с помощью
специальных воздушных нагнетателей.
Идея использования воздуха для снижения сопротивления судна
относится к XVIII в., когда шведский ученый Э. Сведенборг предложил
конструкцию аппарата, поддерживаемого над опорной поверхностью с помощью
воздушной подушки (рис. 48). Под куполообразное днище аппарата нагнетался
воздух с помощью лопастей вентилятора, вращающихся в горизонтальной
плоскости [3, 7].
Первым практическим образцом СВП следует, по-видимому, считать
торпедный катер, созданный Д. М. фон Томамхумом в 1916 г. (рис. 49)
[3,7]. Для создания воздушной подушки на катере был установлен
центробежный вентилятор и 4 двигателя суммарной мощностью 350 кВт,
движителем являлись гребные винты.
Катер развивал скорость 74 км/ч
(40 уз). Однако автору не удалось
решить вопросы управляемости,
маневренности и мореходности.
Поэтому дальнейшего развития
эти работы не получили.
Наибольший успех в
создании практических образцов СВП
в первой половине XX в. сопут-
Рис. 48. Схема конструкции СВП ствовал российскому конструкто-
Сведенборга ру профессору В. И. Левкову, под
28

"-4
3
5
i
1
%
«t
L
|
t
i^
~^~
1
:r
i
s
I
2
| Силовая
X.
X
s
Q.
Я
VD
я
S
я
2
1
2
2
с
s
r—
Я
x
'.J
я
я
л:
3
у:
£
u
I
1
35
Я
о
i
«J
я
c
я
L.
о;
H
05
Я
X
я'
ас
О
X
я
ь
2
5
Я
о.
1>
2
2
S
X
се
X
о
*~
гЛ
Q
я
X
г;
>\
'■j
СГЬ
X
я
3
X
.i
с.
CQ
о.
X
£
О
о
X
3
о
2
1
S
m
я
с
я
2
а:
X
0Q
X
1
X
с
со
s
S
^ь
£
ж
£
I
S
J
•
!=;
^
1
2
2
-;
^
а н
1П
"~"
О
о
оо
m
ЧО
О
ЧО
О)
о
о
оо
"*
1
о
s e
X
X
CN
X
00
©^
о'
—
*
2
а.
и
и
и
0.
s
X
>>
X
и
<п
Г-'
о
ЧО
о^
г—
о
о
о
-5f
о
о
о
го
о
о
(N
—"
го
е
о
•о
2
«п
го'
X
го'
X
ГЛ
ЧО'
сч
гл
■ч-'
1
1
о.
и
га
>Е
га
з"
5?
in
о'
о
сч
го
Ш
m
О
О
о
сч
"■■"
ГО
е
о
1П
2
СЧ
X
rf"
X
чО
оо'
~™
m
rt-'
1
1
— 0-
чО U
ОЧ fj
2
О.
га
5
из
;г
О^
~
о
о
щ
Ш
О
О
»п
о
о
СЧ
Ш
ее
(N
Г~;
со'
X
Г-'
X
го
тг
ЧО,
in
ЧО
1
1
г) а.
чо О
Оч (j
"" и
и
ffi
а.
р»^
L0
*
«о
о
о
о
-ч-
о
ЧО
о
m
о
о
сч
"""
И20А
401А
<
^г
sO
а>
•^
^
s
X
2
о
4t
X
CN
чо'
X
ЧО^
Г-'
CN
"^
оо'
CN
1
1
си
и
и
о
и
о
CQ
^?
ГО
о
о
о
■^f
о
ЧО
о
о
о
CN
"■""
<
о
S
ЧО
CN
X
о
«о
X
г1
^
п
°я
оо'
1
1
о й-
г- U
Оч (J
=;
о
С
*
и-,
О
о
о
г-
о
о^
о
о
о^
го
п
о
X
CN
о
Os
CN
О
Г-'
ГО
1
1
wo ft-
чО U
Оч (j
га
6
о
га
С^
о
г(
о
<Л-|
•о
«п
ЧО
о
о
т
(N
■
О
!2 го
X
CN
ЧОг
го'
X
CN
X
оо
(Ч
о
Г-'
"^f
а.
ю
о
■
>
иг, Си
чО U
га
а.
н
U
*
С
ю
vO
ОЧ
о
Г1
о
о
оо
о
00
о
о
о
00
>Л>
CN
ч:
CN
о
X
^f
ГО
о^
vi
чО
>>
<
а.
и
и
X
>>
>2
га
Ь-
5?
го
CN
S
<
о
ЧО
ОЧ
О
Г-1
о
СП
п
«п
ЧО
о
О)
о
~«
Г-1
ЧО
ГО
сч
X
(Ч
го
X
ГО
о'
X
in
"fr"
го
о^
оо'
ЧО
с
и
и
и
я
S
о
i«i
N?
о
сч'
о
г»
CN
m
ЧО
о
CN
о
ОЧ
сч
С82с
М420
(- х
Г-1
X
О 00
х о"
in ""'
го
о
ЧО'
ЧО
J
"|
О Си in
г- Cj г-
ОЧ ^j О4
"" и ~
G
о


bre
VO
-Q
с;
<
у
29

Продолжение табл. 2
Название
судна
Катер
«Чайка»
Катер
«Невка»
Катер
«Дельфин»
RHS110
«Джетфойл
929-100»
«Долфин»
«Виктория»
«Калифор-
ниа флайер»
МН-30
«Акваст-
ролл»
Страна.
год
создания
СССР,
1960
СССР,
1971
СССР,
1974
Италия,
1972
Италия,
1973
Италия,
1967
США,
1965
США,
1972
Япония,
1962

Голландия, 1962
Тип

компоновки
МПК
V-обр.
ПК
МПК
АУПК
«1
и
и
V-обр.
ПК
м
и

Максимальное

водоизмещение,
т
1,95
6,0
25
55,0
108
67,0
40,0
18,0
37,0
16,7
Габаритные
размеры
LxBxH,
м
8,4x2,4x0,96
10,9x4,0x1,25
8,64x2,44x1,1
25,6x9,2
27,4x9,5
27,4x11,2
19,7x9,3
16,8x5,3
21,0x12,7
14;4х6,0
Силовая
установка.
марка
двигателя
M-I3
ЗД-20
АОД40
А/280В
2хМВ12
V493
2ГТД
5dK20A
ГТДМК
621
2ГТД
LM100
2Диз
12WK-
АК
2ГТД
«Боинг»

Максимальная тяга /
мощность.
т/л.с.
120
230
130
2430
4200
1940
1080
384
1100
440
Число

пассажиров.
чел.
6
14
6
100
250
116
75
58
80
40

Крейсерская
скорость.
км/ч
85
55
50
68
83
90
69
58
60
60

Дальность
хода.
км
200
300
200
490
330
550
330
750
370
330


ходность
/?в. м
0,75
0,75
0,75
1,7
3,0
3,0
2,4
1,5
2,0
1,5
* Малопогруженные подводные крылья. ** Автоматически управляемые подводные крылья.

Таблица 3
Название
судна
«Ракета»,
1957
«Волга»,
1958
«Метеор»,
1958
«Комета»,
1960
РТ-10,
1952
РТ-20,
1956
РТ-50,
1967
«Вихрь»,
1961
«Циклон»,
1975
Тип

динамической
компоновки
2МПК*
ч
и
и
2 V-обр.
ПКППВ**
!!
И
2МПК
п

Максимальное
водоизмещение.
т
25,0
1,9
52,9
59,5
13,5
33,0
62,2
121,3
137,1
Габаритные
размеры.
LxBxH,
м
27,0x5,0x4,5
8.5x2,5x1,5
34,6x9,5x6,2
35,2x11,0x6,5
15,7x5,7
20,0x8,1
27,9x10,7
47,9x12,0x10,1
44,2x12,0x142
Силовая
установка.
марка
двигателя
Дизель
М50Ф-3

Автомобильный
дизель М-13
2 хМ400
2 хМ401А-1
Дизель
«Мерседес»
МВ820дв
2 х МВ820дв
4 х М50Ф-3
ГТ М-37

Максимальная тяга/
мощность.
т/л.с.
1200
75
2400
2400
515
995
1990
4800
8000
Пассажи-
ровмести-
мость. чел.
66
6
128
118
32
71
118
260
250
Крейсер- 1
екая
скорость.
км/ч
60
60
65
65
65
63
63,5
70,0
80

Дальность
хода.
км
600
200
600
500
270
400
540
560
550


ходность.
/'в, М
0,50
0,30
1,20
2,00
1,10
1,25
1,70
2,50
3,00
Малопогруженные подводные крылья.
* Подводные крылья, пересекающие поверхность воды.

Рис. 49. Торпедный катер на ВП конструкции Томамхума
руководством которого в 30-х гт. было создано несколько катеров на
воздушной подушке [3, 7]. Катер его конструкции Л-5 массой около 9 т
(рис. 50) в 1937 г. установил рекорд скорости для СВП — 135 км/ч (73 уз).
Отличительной чертой СВП В. И. Левкова является подкупольное
пространство большой высоты, ограниченное плоским днищем и специально
спрофилированными бортовыми корпусами (лодками), обеспечивающими
плавучесть катера, а также его остойчивость при движении на воздушной
подушке. Катера были катамаранного типа с открытым истечением воздуха из
подушки в нос и корму. Корпуса катеров были из дюралюминия, в качестве
двигателей использовались поршневые авиационные двигатели,
нагнетателями служили воздушные винты, движителями—поворотные жалюзи,
расположенные под нагнетателями. Недостатками этих СВП были плохая
управляемость на малых скоростях и низкая мореходность.
32

Английский инженер К. Коккерелл в 1955 г. получил патент на новую
конструкцию СВП, в которой воздушная подушка под корпусом аппарата
офаждалась воздушной завесой, истекавшей из кольцевого сопла (рис. 51).
Этот сопловой способ формирования воздушной подушки оказался более
эффективным, чем камерный. В дальнейшем с таким типом воздушной
подушки был создан ряд проектов СВП. Однако все они имели ограниченную
мореходность.
Кардинальным техническим решением проблемы мореходности СВП
стало изобретение английской фирмой «Эйркрафт» в конце 50-х гг. гибких
ограждений воздушной подушки (рис. 52) [3,7]. Гибкие ограждения
позволили значительно повысить мореходность и амфибийность СВП. Такие СВП
названы амфибийными, так как при движении полностью отрываются от
поверхности.
Для больших СВП создать по контуру воздушной подушки огромные
гибкие ограждения, способные работать в условиях больших нагружений
на волне, весьма проблематично, поэтому по предложению российского
инженера Б. П. Ушакова и английской фирмы «Денни» были созданы СВП
с неполным отрывом от поверхности воды, в которых воздушная подушка
по бортам судна ограничивается частично погруженными жесткими или
гибкими стенками или узкими корпусами (килями), а в
оконечностях—гибкими ограждениями (рис. 53) [3, 7].
Рис. 51. Схема конструкции СВП Коккерелла
3 Зак. 194
33

</) б) li)
Рис. 52. СВП с гибкими ограждениями конструкции "Эйркрафт":
а — гибкое ограждение; б — гибкое сопло; в — гибкое сопло с гибким ресивером;
г — секционное гибкое ограждение; д, е — варианты двухъярусного гибкого
ограждения; / — гибкий ресивер; 2 — гибкое сопло; 3 — диафрагма;
4 — цепная оттяжка; 5 — корпус; 6 — жесткий ресивер; 7 — стяжка;
8 — поперечно-расчлененные элементы
Рис. 53. СВП скегового типа с гибкими ограждениями
конструкции Ушакова:
а — вид сбоку; б — вид сзади; в — сечение по вентилятору; г — сечение
в районе пассажирского салона; д — вид спереди; 1 — ходовая рубка;
2 — пассажирский салон и служебные помещения; 3 — воздухозаборник;
4 — вентилятор; 5 — главный двигатель; б — гибкое носовое ограждение;
7 — носовой воздушно-нагнетательный канал; 8 — кормовой воздушный канал;
9 — кормовое гибкое ограждение; 10 — водомет
34

К настоящему времени создано большое количество СВП различных
водоизмещении и назначений, ряд из которых успешно эксплуатируется при
перевозке пассажиров и грузов.
В частности, свыше 30 % пассажиров, пересекающих Ла-Манш,
пользуются автомобильно-пассажирскими паромами SRN4, а на линиях,
связывающих английские порты Дувр и Рамсгейт с французскими портами Кале и
Булонь, регулярно курсируют пять паромов SRN4, а также пассажирские
СВП SRN6 [3, 7].
Основные данные по наиболее известным российским и зарубежным
СВП приведены в табл. 4.
По скоростным показателям СВП вышли на уровень СПК,
практически не имея серьезных перспектив к дальнейшему повышению скорости.
По мореходности СВП также имеют серьезные ограничения, как в связи со
значительным падением скорости судна при движении в условиях
волнения, так и в связи с неблагоприятными для пассажиров и груза
динамическими характеристиками в таких условиях: большими размахами килевой и
вертикальной качки, значительными вертикальными и боковыми
перегрузками [3, 7].
Не менее острыми для развития СВП являются проблемы работы
энергетических установок в условиях интенсивного забрызгивания при разбеге
и движения на волнении, проблемы конструкций и материалов гибких
ограждений для больших мореходных СВП и др.
1.5. Экранопланы
Экранопланы (ЭП) — высокоскоростные низколетящие суда,
использующие при движении благоприятный эффект влияния экрана на их
несущие свойства. Почему высокоскоростные суда, а не низколетящие — в
пределах экранного эффекта — самолеты? Ответ на этот вопрос исторически
обусловлен тем, что экранопланы, крейсерским режимом которых является
полет над водной поверхностью, были впервые предложены, а затем
спроектированы и построены кораблестроителями.
Экранный эффект — эффект изменения несущих свойств крыла на
малых высотах — открыт авиаторами. С этим эффектом столкнулись впервые
летчики на взлетно-посадочных режимах самолетов еще в 20-х гт. XX в.
Поскольку летные данные самолета, в частности его устойчивость, не были
рассчитаны на этот эффект, для самолетов это в ряде случаев
оборачивалось авариями и катастрофами на взлетно-посадочных режимах движения.
Одной из первых научных работ, посвященных влиянию экрана на
аэродинамические свойства крыла, была экспериментальная работа Б. Н.
Юрьева [17J. В период 1935—1939 гг. комплекс экспериментальных и теорети-
35

Таблица 4
Технические
показатели
Длина, м
Ширина, м
Высота, м
Масса
максимальная, т
Число
пассажиров, чел.

Грузоподъемность, т
Мощность
двигателя
максимальная, л.с.
Скорость
крейсерская, км/ч
Дальность хода,
км
Англия
SRN2
19,7
9,0
6,4
27,0
70
6,5
4x970
85
300
SRN3
23,5
9,3
9,8
37.5
~
14,0
4x1050
110
500
SRN4
39,7
23,5
13,0
167,6
670
80,0
4x4250
90
300
SRN5
11,8
7,0
3,9
6,7
18
2,0
1050
ПО
350
SRN6
14,8
7,0
4,6
9,1
38
3,0
1005
90
350
ВН-7
23,5
13,9
10,1
48,0
180
15,0
4250
115
350
ВН-8
29,3
17,0
9,8
91,4
280
35,6
2x4250
130
700
СС-7
7,8
4,6
2,4
2,3
8
0,7
400
90
180
Д-2м
25,5
5,9
-
29,0
70
5,0
2x270
50
200
НМ2
15,5
6,1
3,7
16,0
60
5,0
2x320
65
200
ЫМ4
48,8
20,7
9,1
127,0
350
60,0
-
75
-
VT-1
29,1
13,6
9,5
77,0
322
21,0
2x2000
75
-
HD-1
15,2
7,0
4,1
9,1
-
-
1310
55
180
HD-2
9,4
5,8
5,3
4,1
6
-
3x146
90
140

Окончание табл. 4
Технические
показатели
Длина, м
Ширина, м
Высота, м
Масса
максимальная, т
Число пассажиров,
чел.
Грузоподъемность,
т
Мощность
двигателя максимальная,
л.с.
Скорость
крейсерская, км/ч
Дальность хода, км
США
SKMR-1
20,7
9,8
8,25
30,6
-
5
4x1080
120
450
SK-5
11,8
7,2
4,9
7,7
16
-
1000
по
300
SK-6
14,8
7,2
4,9
5,2
33
-
1150
90
300
SK-9
17,0
10,0
5,0
21,3
90
8,0
2x1250
92
300
SK-10
24,4
14,6
8,2
120,0
480
60,0
2x6000
ПО
200
Франция '
N-300
24,0
—
~
27,0
80
11
2x1500
90
280
N-500
41,0
~
-
200
400
-
-
125
-
Россия
"Нева"
17,3
886,6
2,6
12,5
38
3,8
2x225
285
60
200
"Сормович"
29,2
10,0
7,0
32,0
50
5,0
2540
90
200

"Горьковчанин"
22.3
4,05
3,1
14,0
48,0
5,0
235
35
400
-о

ческих работ в этом направлении провел российский ученый Я. М. Сереб-
рийский [14]. Примерно в это же время в этом же направлении проведен
ряд теоретических и экспериментальных исследований видными учеными
разных стран мира: А. Бетцем, К. Визельсбергером, С. Детвайлером, С.
Тематика, Д. Хаггетом, Д. Баглея, М. Финком, Р. Галлингтоном [1]. Результаты
этих исследований позволили произвести приближенную оценку влияния
экранного эффекта на аэродинамические характеристики низколетящего
крыла. В частности, было показано, что на малых высотах (меньших хорды
крыла) подъемная сила крыла растет, причем тем больше, чем ближе крыло
расположено к экрану, сопротивление уменьшается, изменяется продольч
ный момент. Это позволило разработать соответствующие рекомендации
для управления самолетом на взлетно-посадочных режимах. Тем не менее,,
для авиации этот эффект долгое время остается «вредным».
Развитие судостроения в XIX и XX вв. тесно связано с решением
острейшей проблемы повышения скорости движения судов. Максимальная!
скорость водоизмещающих судов, ограниченная волновым сопротивлени-|
ем, составляет около 20—25 км/ч для речных и 40—50 км/ч для морских*!
судов. Использование для снижения сопротивления движению судов гид-|
родинамических сил, предложенное судостроителями в конце XIX в. в виде
глиссирующих катеров и СПК, позволило повысить скорость до 100 км/ч
[6]. Однако в связи с низкой мореходностью глиссеры широкого практичес-j
кого применения не получили и сохранились ныне в основном в качестве!
спортивных судов.
Еще в 40-х гт. при разработке торпедных катеров на подводных крыльях
Р. Е. Алексеев столкнулся с проблемой кавитации подводных крыльев [6].
Кавитация подводного крыла — явление, связанное с кипением воды в зоне
его разрежения — нарушает обтекание крыла, резко снижает его
гидродинамические характеристики и ограничивает экономически целесообразную
скорость движения СПК величиной около 100 км/ч. На созданных под
руководством Р. Е. Алексеева судах на малопогруженных подводных крыльях
граница бескавитационного обтекания подводных крыльев расширена до
примерно 130 км/ч за счет снижения разрежения на подводном крыле. s
Однако СПК оказались бесперспективными по дальнейшему
повышению скорости. Это стало одной из основных причин активизации работ по
поиску нового принципа движения судов, свободного от отмеченных оЫ
новных недостатков (волновой и кавитационный барьеры). Исключить
одновременно и волнообразование и кавитацию оказалось возможным,
только исключив контакт судна с водой. Начало работ над судами такого типа
датируется 30—40 гг. XX в., когда появились первые реальные
предложения по созданию судов на аэродинамических силах поддержания.
38

Суда на воздушной подушке кардинально проблему скорости не
решили (достижимый предел по скорости — около 100 км/ч).
Суда на аэродинамических силах поддержания, надежда
судостроителей в конкурентной борьбе с другими транспортными средствами,
потребовали для их создания значительно больших усилий и времени и ныне
представлены первыми в мировой технике практическими образцами
российских экранопланов — транспортно-десантным экранопланом «Орленок»
(рис. 54, см. ив. вклейку) и ударным экранопланом «Лунь» (рис. 55, см. цв.
вклейку), включенными в состав ВМФ РФ, и прогулочным экранопланом
«Акваглайд» (рис. 70, см. цв. вклейку), созданным в 1995 г. и первым в
1995 г. получившим сертификат Российского Морского Регистра
Судоходства.
Первая известная нам изобретательская заявка на аппарат,
использующий эффект экрана, принадлежит финскому инженеру Г. Каарио.
Относится она к 1935 г. и описывает аэросани в виде крыла малого удлинения,
поставленного на лыжи. Испытания, проведенные Т. Каарио в 1934—1936 гг.,
подтвердили благоприятное влияние экрана на несущие свойства крыла.
Однако решить вопросы устойчивости созданного аппарата Каарио не
удалось, хотя в 1963—64 гт. он создал проект аэросаней с использованием
благоприятного влияния экранного эффекта (журнал «Аэросани» № 8, [2]). Из
работ по созданию первых аппаратов на аэродинамических силах
поддержания следует отметить проекты шведского инженера И. Троенга и
американского инженера Д. Уорнера, относящиеся к 30-м гт. XX в. Оба автора
довели свои исследования до постройки и испытаний самоходных моделей
аппаратов. Однако, не преодолев проблему устойчивости движения с
использованием аэродинамических сил поддержания вблизи экрана, до
практических образцов предложенные схемы они не довели.
Первые российские предложения по использованию
аэродинамических сил для движения скоростных судов принадлежат Р. Е. Алексееву. Они
были посвящены решению проблемы повышения скорости судов на основе
преодоления (ликвидации) кавитационного барьера.
Следует отметить, что в предложенных Р. Е. Алексеевым первых
схемах экранопланов (рис. 56) уже заложены основные принципы
обеспечения продольной и боковой устойчивости движения вблизи экрана — тех
вопросов, которые не удалось решить изобретателям экранопланов 30-х гг.
Рассмотрим эти принципы.
На рис. 57 приведена характерная зависимость коэффициента
подъемной силы су от его отстояния до опорной поверхности (экрана) h : cv = /(h),
где И = относительная высота (Ь — хорда крыла).
39

Рис. 56. Авторский рисунок Р. Е. Алексеева,
посвященный идее создания ЭП
Для реализации максимальных значений су выгодно использовать
минимальную высоту, при которой значение производной су достаточно
велико. Значительная величина этой производной создает предпосылки для
решения вопросов обеспечения продольной и боковой устойчивости. Это
достигается следующим образом (рис. 58). Предположим, что крыло
массой т движется на высоте Л0 вблизи экрана и получает возмущение по h
вниз (высота уменьшилась на дл). В соответствии с характером изменения
су - f(h) подъемная сила крыла У возрастает в связи с положительным пр№
ращением Асу, что и обеспечивает возвращение крыла в исходное положен
ние. Аналогичный процесс протекает при Еозмущении по А вверх только i
противоположную сторону, чем и достигается стабилизация положения кры^
ла по высоте в процессе движения. Продольная устойчивость характеризуй
ется величиной отношения приращения подъемной силы к высоте. При этой)
показателем статической устойчивости движения крыла вблизи экрана щ
высоте является отношение
AY
Ah
>0
или
—£->0
(1.2)
Принцип обеспечения боковой устойчивости движения крыла вблизи
экрана показан на рис. 59. Принакренении крыла, движущегося вблизи эщ
рана, в связи с тем, что су = /(h), происходит перераспределение давления
40

Рис. 57. Типовая зависимость коэффициента подъемной силы крыла
ЭП от высоты до опорной поверхности:
1 — «Орленок»; 2 — «Лунь»
Рис. 58. Принцип обеспечения продольной устойчивости
крыла ЭП по высоте движения
41

Движение Движение
без крена Распределение скрепом Y»=G
Рис. 59. Принцип обеспечения боковой устойчивости |
крыла ЭП по углу крена вблизи экрана ,1
по размаху крыла. Центр действия суммарной подъемной силы Y0 при этом)
смещается относительно ЦТ в сторону накренения, создавая эффективны^
момент относительно оси, проходящей через ЦТ, и восстанавливая
первоначальное положение крыла.
В 1958 г. Р. Е. Алексеев приступил к работам по созданию экранопланов
для ВМФ СССР. В обоснование их создания в период 60—70-х гг. под его
руководством был построен ряд самоходных моделей. Основные техничес-|
кие характеристики экранопланов первого поколения приведены в табл. 5 [ 10]i
На основе созданной современной научно-экспериментальной базы уже к
1960 г. была разработана первая аэрогидродинамическая компоновка (АГДК)
экраноплана («двухточка» или «тандем»), являющаяся логическим
воплощением в экранную аэродинамику алексеевской схемы судна на двух мало-
погруженных подводных крыльях. Наличие градиента подъемной силы по
высоте (глубине) в том и другом случаях является основой решения
вопросов устойчивости движения.
В 1961 г. на базе этой компоновки был разработан проект и построена
первая самоходная модель экраноплана СМ-1 (рис. 60, а). В ходе ее
испытаний достигнута скорость около 200 км/ч при удовлетворительных характер
ристиках устойчивости и управляемости вблизи экрана (вода, заснеженная
поверхность). К основным недостаткам этой компоновки следует отнести
высокие взлетно-посадочные скорости и высокую чувствительность экра-;
ноплана к неровностям экрана. j
Дальнейший процесс совершенствования АГДК был направлен на пре4
одоление этих недостатков. В АГДК, реализованной в самоходной модели
СМ-2, построенной в 1962 г. (рис. 60, б), для улучшения взлетно-посадоч^
ных характеристик впервые в мировой практике применен «поддув» двига*
42

Таблица 5
Название
ЭП
СМ-1
СМ-2
СМ-3
СМ-4
СМ-8
КМ
УТ-1
«Стриж»
СМ-6

«Орленок»
«Лунь»
«Волга-2»
1 ип ачро-
гидроди-
намической
компоновки
Двухточка

Самолетная
—"—
—"—
—"—
—"—
-"—
-"-
-"-
"'"

Максимальное

водоизмещение G,
т
2,8
3,2
3,5
4,8
8,0
500
0,9
1,65
26,5
140
400
2,5
Габаритные
размеры
LxB-x-H. м
20x1,0x1,4
19,4x0,9x1,6
14,5x0,9x1,6
20,0x0,9x1,96
24,5x9,5x5,5
98,0x38,0x22,0
9,7x5,4x2,0
11,4x6,7x3,6
31,0x14,8x7,85
58,0x31,5x16,0
73,8x44,0x19
11.4x7,6x3,3
Силовая
установка
(н - носовая)
(к -
кормовая)
4хТС-12м
КР-7-300
РУ-10-300
н: КР-7-300
к: РУ-19-
300
н: КР-7-300
к: КР-7-300
н: 8ВД-7
к: 2ВД-7м
М-332
2ВАЗ
4133.10
н: 2РД-9Б
к: АИ-20
н: 2НК-8-4
к:НК-12
8НК-87
2ВАЗ
4133.10

Максимальная тяга
Р, т;
мощность
N. л.с.
/>=4х0,12
/>=2х0,9
Р=\
Рн=2
Лс=1
Л,=2
Лс=1
/>н=8х9,5
/\=2х10,5
Л=140
.V=2xl55
Л,=2,1
JVK=3750
Рн=2х10
л;=15000
Р=8х12,5
Л=2х155
Полезная
нагрузка
G„,t
0,3
0,6
0,6
0,9
1,5
150,0
0,15
0,2
7,0
20,0
120
1,0

Крейсерская
скорость
Г, км/ч
250
250
200
300
300
170
180
300
400
500
120
Дальность
хода
Z,x. км
50
100
100
400
500
2000
100
200
500
2000
2500
400

Мореходность
/7В. М
0,3
0,5
0,2
0,5
0,75
3,00
0,2
0,5
0,8
1,5
2,00
0,2

Рис. 60. Самоходная модель ЭП конструкции Алексеева:
а — СМ-1;б — СМ-2
телями под несущее крыло. Сама идея поддува была выдвинута Р. Е.
Алексеевым еще в конце 1959 г. [10]. Однако потребовалось проведение
комплекса экспериментальных исследований для разработки практических ре|
комендаций по выбору принципиальной схемы поддува. Высокий эффект,
от поддува, когда один килограмм тяги двигателя обеспечивал возникшее-^
ние до 10 кг подъемной силы, создал предпосылки для значительного сни-i
жения взлетно-посадочных скоростей экраноплана, что в перспективе спо4
собствовало повышению весовой отдачи и мореходности этого нового тип^
высокоскоростных судов. Благодаря системе поддува (рис. 61) стартовые xa-j
рактеристики СМ-2 оказались значительно выше, чем у СМ-1.
Сильное влияние поддува на аэродинамические характеристики
носового крыла экраноплана и существенное на кормовое создали большие труд*!
ности в решении вопросов продольной устойчивости экраноплана в комшн
новке «тандем». Положительное решение этого важнейшего вопроса было
получено в 1963 г. с выносом кормового несущего крыла из зоны воздей^
ствия воздушных потоков от носового крыла.
Так была создана принципиально новая АГДК экраноплана, получив-?
шая впоследствии наименование «самолетной» (рис. 62). Особенностью этой)
компоновки является одно несущее крыло с устройством для поддува и ста^|
билизаторы для обеспечения продольной и боковой устойчивости. В 19631
на основе этой компоновки был разработан проект и создана самоходная
модель экраноплана СМ-2П.
Самоходная модель СМ-2П прошла большой комплекс летных испыта1
ний, подтвердила хорошие летные данные, взлетно-посадочные характерна
стики, а также характеристики устойчивости и управляемости в условиях
водной и других типов поверхностей (снег, лед, земля).
Аэрогидродинамическая компоновка СМ-2П стала прообразом компот
новок первых российских экранопланов. Дальнейшие работы под руководи
44

Подъемная саля
от поддува
Рис. 61. Схема образования подъемной силы крыла
вблизи экрана при поддуве
ством Р. Б. Алексеева проводились в направлении создания конкретных
образцов экранопланов по заказу ВМФ. Созданные в период 1963—1965 гг.
самоходные модели экранопланов СМ-3, СМ-4, СМ-5, СМ-8 (рис. 63, а—г)
отражают этапы в развитии отдельных компоновок для этих образцов.
Проектирование, строительство и испытания полноразмерного
экспериментального экраноплана КМ (корабль-макет) следует считать одним из
важных этапов на пути создания первых практических образцов
экранопланов для ВМФ.
В 1964 г. проект экраноплана КМ был разработан, в 1966 г. — построен
и спущен на воду. В период 1966—69 гг. экраноплан (рис. 64,65) был
испытан. Он подтвердил не только свои проектные данные, но и обеспечил
натурную экспериментальную базу для создания перспективных
экранопланов. В частности, на основе испытаний экраноплана КМ удалось показать,
Рис. 62. «Самолетная» АГДК ЭП
45

a)
e)
Рис. 63. Самоходная модель ЭП конструкции Алексеева:
а — СМ-3; б — СМ-4; в — СМ-5; г — СМ-8
46

Рис. 64. Натурный ЭП КМ
Рис. 65. Аэрогидродинамическая компоновки ЭП КМ:
j — фюзеляж; 2 — несущее крыло; 3 — горизонтальное оперение;
4 — вертикальное оперение; 5 — руль высоты; б — закрылок;
7 — руль направления; 8 — силовая установка:
9 — гидролыжное устройство
Рис. 66. ЭП СМ-6 конструкции Алексеева
47

а) б)
Рис. 67. Учебно-тренировочный ЭП: а — пр. УТ-1 конструкции Алексеева;
б — «Стриж» конструкции ЦКБ по СПК
а) б)
Рис. 68. Первые гражданские речные ЭП конструкции Алексеева:
а — «Волга-2»; б — «Чайка» (проект)
что прогнозируемые данные по экранному эффекту, полученные на моде
лях экранопланов, подтверждаются на скоростях движения вблизи экран!
до 500 км/ч и выше.
Заслуживает также внимания проект экраноплана СМ-6 (рис. 66), разра^
ботанный в обеспечение решения отдельных проблемных вопросов аэрогцй
родинамики и пилотирования экраноплана пр. «Орленок». Для отработю
водителями техники управления экранопланами были разработаны проект!
и построены учебно-тренировочные экранопланы пр. УТ-1 (рис. 67, а)
«Стриж» (рис. 67, б).
Следует отметить проекты первых пассажирских экранопланов «Boj
га-2» и «Чайка», разработанные под руководством Р. Е. Алексеева соответ
ственно в 1970 и 1978 гг. (рис. 68, а, б). Экраноплан «Чайка» был рассч!
тан на перевозку 70 пассажиров со скоростью до 250—300 км/ч на расстс
яние свыше 700 км. Основной режим движения экраноплана — экраннЫ
полет на высотах 0,5—1,0 м под килем.
За период 1960—1974 гт. под руководством Р. Е. Алексеева были разр*
ботаны принципиальные АГДК экранопланов первого поколения и прое|
первого экраноплана для ВМФ—транспортно-десантного экраноплана «OJ
ленок», головной образец которого был построен и успешно сдан заказчик
в 1979 г.
48

С 1974 г. под руководством
Р. Е. Алексеева проводились
обширные исследования по созданию
перспективной АГДК экранопланов
второго поколения,
обеспечивающей значительное повышение их
дальности хода и мореходности.
Результатом этих работ явилось
создание принципиально новой АГДК
(рис. 69).
В 80-х гг., уже после смерти рис. 69. АГДК ЭП второго поколения
Р. Е. Алексеева, под руководством конструкции Алексеева
главного конструктора В. Н.
Кирилловых был разработан проект, построен и успешно сдан ВМФ ракетный
экраноплан «Лунь» (см. рис. 55).
С конца 80-х гг. гражданское направление развития экранопланов в
России формируется объединением ЗАО «Амфибийные Транспортные
Технологии» — ЗАО «Арктическая Торгово-Транспортная Компания»
(генеральный конструктор к.т.н. Д. Н. Синицын, президент Р. А. Нагапетян).
Усилием конструкторов этого объединения создан первый в мировой технике
гражданский морской прогулочный экраноплан «Акваглайд-5» на 5
пассажиров с крейсерской скоростью около 170 км/ч, (рис. 70, а, б), получивший
в 1997 г. сертификат Российского Морского Регистра Судоходства
[15, 20].
Им же (рук. работ А. И. Маскалик) совместно с департаментом
морского транспорта правительства РФ (рук. работ В. В. Кузовкин),
Российским Морским Регистром Судоходства (рук. работ В. И. Евенко,
М. А. Кутейников), ЦНИИ им. акад. А. Н. Крылова (рук. работ А. В.
Пономарев, Л. Д. Волков), ЗАО «ЦНИИМФ» (рук. работ А. И.
Богданов), в период 1993—2000 гг. были разработаны Правила
классификации и постройки малых экранопланов типа А (утверждены Регистром в
1998 г.) и Временное руководство по безопасности экранопланов
(утверждено ИМО в 2002 г.). Эти этапные, важнейшие для дальнейшего
развития экранопланов нормативно-правовые документы приведены в
приложениях.
Важными для практического внедрения экранопланов являются также
изменения и дополнения, внесенные 22-й Ассамблеей ИМО в
Международные правила предупреждения столкновений судов в море (МППСС-72),
отражающие особенности экранопланов.
Известны работы в области создания экранопланов российских
конструкторов Р. Л. Бартини, М. П. Симонова. Е. П. Грунина, А. И. Пьецуха,
4 Зак. 194
49

П. П. Яблонского и др., однако практического результата никому из них
достигнуть не удалось, поэтому в настоящей книге они не приводятся.
Экранопланостроение в других странах в настоящее время также
развивается. В частности, усилиями германских конструкторов Г. Йорга,
X. Фишера и др. создан ряд малых экспериментальных образцов экраноп-
ланов различных АГДК [15, 21, 23]. В ближайшие годы и там можно
ожидать практических результатов.
Место экранопланов в системе транспортных средств.
Области эффективного применения экранопланов
Экранопланы обладают огромным преимуществом по скорости перед
традиционными судами, высоким аэродинамическим качеством
(совершенством), превышающим аналогичный показатель современных самолетов, и
более высокой мореходностью, чем гидросамолеты. Кроме того,
экранопланы обладают и амфибийными качествами. Все эти качества объединить
каким-либо одним обобщенным показателем не удается. Поэтому
сравнительную оценку экранопланов с другими видами транспортных средств
можно произвести, например, по диаграмме, предложенной Карманом и Габ-
риелли [15]. По оси ординат этой диаграммы нанесено значение
совершенства транспортного средства в виде ходового качества К (отношение массы
транспортного средства к силе сопротивления при его движении), которое
для судов эквивалентно гидродинамическому или
гидроаэродинамическому качеству; для самолетов, вертолетов и экранопланов —
аэродинамическому. По оси абсцисс этой диаграммы нанесена скорость движения.
В диапазоне скоростей 200—500 км/ч аэродинамическая эффективность
экраноплана, определяемая произведением К V, значительно выше, чем у
других транспортных средств. С точки зрения перспектив развития экранопла*;
нов, представляет интерес оценка значений величины их К V, которая широко
используется при прогнозировании развития летательных аппаратов, а также
при сравнительном анализе достигнутого уровня в области аэродинамики И
проектирования. В основе этой оценки лежит известная гипотеза Кармана,
согласно которой широкий класс транспортных аппаратов, включающий во*
доизмещающие суда и корабли, подводные лодки, самолеты, на данном тех*;
ническом уровне характеризуется одинаковой величиной K^const. Эта
величина определяется наклоном огибающей линии соответствующих
зависимостей K=f(V) (рис. 71). Универсальность предельной линии K=f(V)
подтверждается практически и служит основанием для прогнозирования
развития, а также открывает возможность даже по единичным
экспериментальным точкам для построенных аппаратов судить о принципиально достижим
50

Kv = 21000 (оценка NASA)
15000 (прогноз на 1995г.)
13500(1965г.)
7500 (1950 г.)
U - СМ - 6
ф - "Орленок"
Д-КМ
□ - "Лунь" (груз на
корпусе)
И-"Лунь" (груз
внутри корпуса)
Рис. 71. Диаграмма Кармана—Габриэлли для оценки эффективности
транспортных средств
мом уровне аэродинамики широкого класса летательных аппаратов и наряду
с этим оценить степень их аэродинамического совершенства.
Каждому уровню технического развития какого-либо транспортного
средства соответствуют свои значения К F=const. Например, уровень 1985—
1995 гг. для самолетов оценивался величиной KV = 15 103. Оценка
предельных значений аэродинамической эффективности экранопланов и
сопоставление ее с аналогичной оценкой для самолетов показывает, что на
одном и том же техническом уровне предельные значения KV экранопланов
и самолетов близки.
Основным преимуществом экранопланов перед надводными судами
является большая (в 5—10 раз) скорость хода и амфибийность, которая
обеспечивает способность самостоятельного выхода на относительно ровный
необорудованный берег, в том числе при наличии ледового припая, и
базирования на берегу. Способность экранопланов двигаться над
заснеженными и ледовыми поверхностями, а также над землей делает их всесезонным
видом водного транспорта. Имея высокие мореходные качества, экрано-
планы значительно превосходят гидросамолеты при использовании в
морских и океанских условиях.
Эффективность использования экранопланов для пассажирских и
грузовых перевозок очевидна [10, 15].
51

Как по скоростным возможностям, так и мореходным качествам, авто!
номности и большой грузоподъемности экранопланы будут незаменимы пр|
ведении спасательных операций с терпящих бедствие судов, кораблей, под)
водных лодок, летательных аппаратов и приводнившихся космически^
объектов. Важное место отводится экранопланам и в военно-морском флд|
те. Примером этого являются транспортно-десантный экраноплан «Орле
нок» и ракетный экраноплан «Лунь» [10]. С 70-х гг. XX в. российскими koi
структорами экранопланов проводятся активные работы по созданию грг
данских экранопланов. С созданием первого практического образца грг
данского экраноплана «Акваглайд-5» наметились серьезные перспективы 1
создании пассажирских экранопланов различных водоизмещении [10, 15]
Экранопланы могут стать уникальным транспортом для освоения и под
держания жизнеднятельности северных и арктических районов нашей шц
неты [9, 24-27].

ГЛАВА 2
ОБЩЕЕ УСТРОЙСТВО И НАЗНАЧЕНИЕ
ОТДЕЛЬНЫХ ЧАСТЕЙ ЭКРАНОПЛАНА
Основные части экраноплана приведены на рис. 65. Фюзеляж
предназначен для размещения экипажа, полезной нагрузки, необходимых
систем и устройств экраноплана. Кроме того, фюзеляж служит для
обеспечения плавучести, остойчивости, непотопляемости и мореходности
экраноплана как на плаву, так и при движении по воде на малых и
взлетно-посадочных скоростях. Особенностью фюзеляжа экраноплана является хорошо
обтекаемая форма (по типу фюзеляжа самолета), а также килеватое реданиро-
ванное днище, обеспечивающее минимальное сопротивление и
«неприлипание» экраноплана к воде на взлетно-посадочных режимах.
Реданы и срывники, устанавливаемые на днище экраноплана, имеют
сложную форму, рассчитанную также на кратковременный контакт с
поверхностью воды во время полета экраноплана. При таком контакте силы и
моменты, возникающие на отдельных частях экраноплана, входящих в
соприкосновение с водой, минимальны.
Несущее крыло служит для создания подъемной силы, необходимой
для отрыва фюзеляжа от воды и полета экраноплана. Для изменения
подъемной силы в составе крыла делается отклоняемый от плоскости крыла
закрылок.
Отличительной особенностью конструкции крыла экраноплана
является малое, в сравнении с самолетами, удлинение
Ч-р=-^"3>5. (2.1)
где /кр — размах крыла, м; SKp — площадь крыла, м .
Для снижения потерь подъемной силы и уменьшения индуктивного
сопротивления такого крыла, вызванных интенсивным перетеканием пото-
53

(. cKUini закрылка
Крыло
Концевая шайбы
Рис. 72. Концевая шайба крыла ЭП
ка воздуха из области повышенного в область пониженного давления, щ
крыле устанавливаются односторонние концевые шайбы (рис. 72). TaKai
конструкция и низкое расположение крыла на фюзеляже позволяют создат*
под крылом экраноплана замкнутую область, ограниченную сверху плоско]
стью крыла, по бокам — его шайбами и сзади — отклоненным закрылком]
При подаче в эту область с передней кромки крыла потока воздуха (газовое
душного потока от работы винтовых или турбореактивных двигателей) пси
крылом создается весьма эффективная динамическая «воздушная подущ]
ка», значительно повышающая стартовые качества экраноплана. Учитывав
что концевые шайбы крыла на взлетно-посадочных режимах экраноплана
характеризующихся большими скоростями, активно взаимодействуют с во]
дой, их нижние части выполняются в виде глиссирующих тел с реданам1|
предотвращающими «зарывание» их в воду.
Геометрия крыла экраноплана (форма в плане, профиль сечения и др1
имеет особенности (рис. 73).
Стабилизирующие плоскости экраноплана — горизонтальное и верти
кальное оперение — предназначены, как и у самолета, для обеспечения еп
устойчивости и управляемости. |
Горизонтальное оперение предназначено для обеспечения продольно!
балансировки, устойчивости и управляемости экраноплана. В связи со спм
цификой экранной аэродинамики для обеспечения этих задач горизонташ|
ное оперение у экранопланов устанавливается высоко над крылом и дале!
за ним; по относительной величине площади и размаху оно существен!
превышает горизонтальные оперения самолетов. У экранопланов nepeoi
поколения площадь горизонтального оперения составляет 40—50 % пл(
щади несущего крыла, а размах оперения соизмерим с размахом крыла.
54

Форма в плане
I (рофиль сечения
Трапециевидное с обратной Летающее
стреловидностью
Рис. 73. Геометрия крыла ЭП
Геометрия горизонтального оперения (форма в плане, профиль
сечения и др.) также может быть различной (рис. 74, а) в зависимости от
аэродинамической компоновки экраноплана. Характерной для экранопланов
первого поколения является большая величина угла стреловидности
горизонтального оперения, способствующая увеличению расстояния его
центра давления от центра давления несущего крыла, что эквивалентно
увеличению плеча горизонтального оперения, играющего превалирующую роль
в обеспечении продольной устойчивости экраноплана.
Вертикальное оперение предназначено для обеспечения боковой
устойчивости и управляемости экраноплана. Особенностью экранопланов
первого поколения является его большая площадь, существенно
превышающая в относительных величинах площадь вертикального оперения
самолетов, а также большой угол стреловидности, связанный с необходимостью
максимального удаления в корму горизонтального оперения,
опирающегося на вертикальное оперение.
Геометрия вертикального оперения (форма в плане, удлинение,
профиль сечения и др.) может быть различной (рис. 74, 6) в зависимости от
аэродинамической компоновки экраноплана.
Органы управления экраноплана предназначены для балансировки и
управления экранопланом в продольной (руль высоты, закрылок) и боковой
(руль направления, элероны) плоскостях.
55

б)
Стреловидная
Рис. 74. Геометрия оперения ЭП:
а — горизонтального; б — вертикального
Руль высоты, служащий для балансировки и управления по углу
тангажа, на экранопланах первого поколения располагается в задней части
горизонтального оперения. Из условий безопасности полета (при возможных
отказах руля высоты) он, как правило, секционирован. Для снижения
шарнирных моментов от перекладки руля высоты с учетом его сравнительно
большой площади (необходимость балансировки экраноплана не только на
крейсерском, но и на взлетно-посадочных режимах движения) он имеет
высокую степень осевой компенсации. Угол отклонения руля высоты на
экранопланах первого поколения составляет от -30 до +30°.
Закрылок, служащий для балансировки и управления по скорости и
высоте экранного полета, на экранопланах первого поколения
располагается в задней части несущего крыла и имеет значительную площадь (до 15—
20 % площади крыла). Для снижения шарнирных моментов от перекладки
закрылка он имеет высокую степень осевой компенсации. Из условий
безопасности экраноплана при возможных отказах закрылка он секционирован.
Угол перекладки закрылка на экранопланах первого поколения составляет
от -10 до +45°.
Руль направления, служащий для балансировки и управления в
боковой плоскости, на экранопланах первого поколения располагается в задней
части вертикального оперения. Он состоит, как правило, из двух секций,
причем нижняя секция предназначена для управления экранопланом при
56

движении в водоизмещаюшем положении с помощью гидродинамических
сил. В связи со сравнительно большой площадью для снижения
шарнирных моментов от перекладки руля направления он имеет высокую степень
осевой компенсации. Угол поворота руля направления на экранопланах
первого поколения составляет от -30 до +30°.
Элероны, служащие для балансировки и управления в боковой
плоскости, на экранопланах первого поколения совмещены с закрылками
(закрылки-элероны). Угол отклонения элеронов (закрылков в элеронном режиме,
т. е. в разные стороны) на экранопланах первого поколения составляет
±(10—15°).
К органам управления на взлетных и посадочных режимах
экраноплана можно отнести также поворотные сопла, поворотные насадки или
козырьки носовых двигателей, которые, отклоняя струи от этих двигателей на
разные углы, изменяют величину подъемной силы крыла и продольный
момент, а при несимметричном поддуве — боковой момент.
Устройства для управления струями двигателей на экранопланах
первого поколения самые различные (рис. 75). Углы поворота сопл, насадков
или козырьков составляют 0—25°.
Силовая установка экраноплана должна обеспечивать старт
экраноплана, в том числе с взволнованной поверхности воды, полет экраноплана
вблизи экрана с максимальной дальностью, другие качества, заданные конкретно
для какого-либо экраноплана (амфибийные качества, кратковременный
полет вдали от экрана и пр.).
Существуют два принципиальных подхода к формированию силовой
установки экраноплана. Первый заключается в том, что силовая установка
экраноплана делается раздельной: группа двигателей специально для
старта и группа двигателей для основного режима движения — полета вблизи
экрана. В этом случае носовые двигатели предназначены работать только
на старте с помощью поддувного устройства, поэтому называются
стартовыми, а для основного режима — крейсерского полета — предназначен
высокоэкономичный кормовой двигатель, который называется маршевым. По
такому принципу сформирована силовая установка экраноплана «Орленок»
(рис. 76, а). Для выполнения отдельных режимов движения (полет в
перегрузочном варианте, полет на больших экранных или внеэкранных режимах) к
маршевому могут подключаться стартовые (при нулевых углах отклонения
струй) двигатели.
Второй подход заключается в том, что силовая установка экраноплана
делается единой. По такому типу сформирована силовая установка
экраноплана «Лунь» (рис. 76, б). В этом случае все двигатели, установленные на
специальном пилоне перед несушим крылом, используются и как
стартовые, и как маршевые.
57

Поворотный кочырск Поворотное сопло
Рис. 75. Устройство управления поддувными струями
двигателей для ЭП
В первом случае удается повысить экономическую эффективность э!|
раноплана, во втором — мореходность и эксплуатационные качества.
Системы управления экраноплана предназначены, в первую очереди
для привода в действие с заданными скоростями и углами перекладки орга
нов управления.
При больших скоростях движения экраноплана и сравнительно болЦ
ших площадях органов управления нагрузка на рули экраноплана велики
велики и шарнирные моменты при перекладке органов управления. Поэте!
му на экранопланах для привода органов управления применяются мош
ные энергосистемы.
58

Маршевая силовая установка
/
Стартовая силовая
vc шпонка
Устро йстш > п о ворот a
с i'pyii
а)
Единая силовая установка
S
б)
Рис. 76. Силовая установка для ЭП:
а — раздельная; б — единая
59

Рис. 77. Схема необратимого бустерного управления ЭП:
1 — проводка управления; 2 — слив рабочей жидкости; 3 — подвод рабочей
жидкости; 4 — золотник; 5 — корпус; б — управляемая плоскость;
7— полость для перемещения вправо; 8 — полость для перемещения влево;
9 — силовой шток
Системы управления на экранопланах первого поколения построены
по принципу необратимого бустерного управления (рис. 77). Обладая
высокими мощностями, бустерное управление в наибольшей степени
отвечает требованиям высокой надежности и отказобезопасности, что особенно
важно для высокоскоростных судов.
В качестве приводов рулевых поверхностей в таких системах
применяются двухкамерные гидроусилители, имеющие кроме механического еще и
электрический ввод управляющего сигнала. Поскольку проводка
управления на экранопланах имеет большую протяженность, в нее, как правило,
встраивается промежуточный гидроусилитель (рис. 78).
Особенностью системы управления закрылков экраноплана является
наличие в ней амортизаторов, встроенных в силовые приводы, для защиты
закрылков от ударных нагрузок при движении экраноплана в условиях
волнения.
Взлетно-посадочные устройства экранопланов первого поколения —-
поддувное и гидролыжное — предназначены для улучшения взлетных и по^
садочных характеристик.
Поддувное устройство служит для уменьшения взлетной скорости
экраноплана и включает в себя устройства отклонения газодинамических шШ,
воздушных струй от двигателей, расположенных перед несушим крылом, Й
систему управления ими. Этими устройствами могут быть поворотные
сопла, насадки или козырьки. Двигатели, работающие на поддув, могут
располагаться на пилоне или в корпусе (см. рис. 76).
60

I Слив От насоса Слив
^7. j J.4
Рис. 78. Схема промежуточного гидроусилителя
в проводке управления ЭП:
1 — ручка управления; 2 — командный золотник; 3 — золотник;
4 — канал для движения жидкости; 5 — цилиндр; б — исполнительный шток,
связанный с рулем; 7 — поршень
Рис. 79. Гидролыжное устройство ЭП:
/ - i илролыжа; 2 — колеса; 3 — гидроцилиндры выпуска и уборки гидролыжи;
4 — гидроцилиндры выпуска и уборки колес
61

Гидролыжное устройство (рис. 79), предназначенное главным образом
для снижения ударных нагрузок на фюзеляж, на экранопланах первого по-
коления выполняется в виде управляемой гидролыжи с гидравлической
амортизацией. Выпуск и уборка гидролыжи на взлетно-посадочных
режимах экраноплана осуществляется специальной системой управления.
Кроме перечисленных на экранопланах имеются общепринятые на су»
дах и самолетах системы и устройства: электроэнергетическая система о
источниками переменного и постоянного тока и соответствующей канали^
зацией, системы пожаротушения, топливная система; вентиляции,
отопления и обдува оборудования; системы бытового водоснабжения, сточных вод,;
сжатого воздуха, гидравлики; топливная, осушительная системы и др. \

ГЛАВА 3
ТИПЫ АЭРОГИДРОДИНАМИЧЕСКИХ
КОМПОНОВОК ЭКРАНОПЛАНА
Аэрогидродинамическая компоновка экраноплана представляет собой
совокупность его основных аэрогидродинамических элементов с их
геометрическими данными и взаиморасположением.
Необходимыми элементами АГДК являются корпус-фюзеляж, несущие
и стабилизирующие плоскости (крылья, вертикальное и горизонтальное
оперения) и органы управления (рули высоты, направления, элероны,
закрылки). К выступающим частям экраноплана относятся пилоны
двигателей, различные виды антенн, вооружения и др. Присутствие их в составе
АГДК создает дополнительные виды сопротивлений, снижающих
экономическую эффективность экраноплана, а также может стать причиной,
отрицательно влияющей на динамику его полета.
К настоящему времени исследованы следующие типы
принципиальных АГДК экранопланов: «тандем», «самолетная», «составное крыло» и
«летающее крыло» [10].
Аэрогидродинамическая компоновка экраноплана «тандем» (крыло за
крылом) впервые предложена Р. Е. Алексеевым в 1959 г. как логическое
использование для экранного полета гидродинамической компоновки
судна на подводных крыльях (рис. 80, а). Эта компоновка практически
реализована в 1961 г. в виде экраноплана массой около 3 т. Экраноплан имел
длину около 20 м и ширину около 1 м; носовое крыло имело площадь около
16 м (хорда 3,7 м, размах 4,6 м, удлинение 1,25), кормовое — около 11 м
(средняя хорда 2,9 м, размах 3,8 м, удлинение 1,35). При максимальной тяге
двигателя около 0,9 т экраноплан развивал скорость более 200 км/ч при
удовлетворительных характеристиках устойчивости и управляемости вблизи
экрана (вода, лед, заснеженная поверхность).
63

в) г)
Рис. 80. АГДК ЭП:
а — «тандем»; б — «летающее крыло»; в — «составное крыло»;
г — «составное крыло» с поддувом
Основными недостатками этой компоновки являются высокие взле!
но-посадочные скорости и повышенная чувствительность к экрану, так щ
и носовое и кормовое крыло в полете находятся в зоне его активного вли|
ния. Компоновка оказалась неблагоприятной также для использования по!
дува. Поэтому практического внедрения эта АГДК пока не получила. ||
«Самолетная» АГДК (см. рис. 62) экраноплана также впервые предлд
жена Р. Е. Алексеевым в 1961 г. и практически реализована на экраноплаи
КМ. Наибольшее распространение и практическую реализацию к настО»
щему времени эта АГДК получила на экранопланах ВМФ пр. «ОрленокЩ
«Лунь». Экранопланы, созданные на базе этой компоновки, имеют скорое!
до 500 км/ч, дальность хода до 2 тыс. км и мореходность до 3,0 м высоя
волны.
Предложенная Р. Е. Алексеевым АГДК экраноплана «летающее кра
ло» (см. рис. 69, 80, б), идеальная с точки зрения аэродинамики, оказалад
64

Рис. 81. Схема АГДК ЭП второго поколения (1-й этап)
весьма проблематичной с точки зрения гидродинамики,
взлетно-посадочных режимов и устойчивости экранного полета.
В 60-е гг. Р. Е. Алексеевым впервые предложены АГДК экранопланов
второго поколения, одной из которых является компоновка «составное
крыло» (рис. 80, в, г). В основе этих компоновок—разделение несущего крыла
повышенного удлинения на две функциональные части: центроплан
малого удлинения, который максимально реализует качество поддува и
экранный эффект, и консоли, обеспечивающие высокое аэрогидродинамическое
качество и устойчивость полета в широком диапазоне экранных высот.
В настоящее время проекты пассажирских и других типов
экранопланов создаются на базе этой компоновки (рис. 81), обладающей перед
«самолетной» преимуществом по экономическим показателям (дальность хода
до 5000 км) и мореходности (до 3,5 м высоты волны).
5 Зак. 194

ГЛАВА 4
РЕЖИМЫ ДВИЖЕНИЯ ЭКРАНОПЛАНА
Экраноплан имеет следующие режимы движения: плавание, взлет, ц|
лет вблизи экрана и посадка,— а для экранопланов, обладающих свойств^
амфибийности, и движение по грунту. |
На каждом из этих режимов превалируют характерные силы, опред|
ляющие специфику режима: в режиме плавания — гидростатические сил|
взлета и посадки — гидродинамические, полета — аэродинамические. |
Кроме основных экраноплан имеет так называемые переходные резод
мы движения:
— с плавания на глиссирование, в процессе которого осуществляет!
переход с гидростатических на гидродинамические силы поддержания; 1
— с глиссирования на полет вблизи экрана, когда осуществляется щ
реход с гидродинамических на аэродинамические силы поддержания; I
— с экранного в свободный полет, когда с ростом высоты исчезает я
ранный эффект. 4
График сопротивления движению экраноплана (рис. 82) иллюстриру]
границы областей основных режимов его движения по относительной си
V
роста FrD = la^fBTy (число ФруДа по водоизмещению). Режиму плаваний
соответствуют числа FrD < 1, режиму глиссирования II — 3< ¥ти <12, режим
полета вблизи экрана III — FrD > 12 и свободному полету Ftd > 18. ПунктиЙ
ными линиями показаны области промежуточных режимов движения экрЗ
ноплана.
Режим плавания используется при стоянке на якоре, буксировке, дреЯ
фе и ходе с малой скоростью. В этом режиме экраноплан должен обладай
требуемыми качествами водоизмещающего судна: запасом плавучести, хощ
костью, продольной и поперечной остойчивостью, управляемостью, мане!
ренностью и мореходностью.
66

Рис. 82. Зависимость сопротивления ЭП X от относительной
скорости движения Fr^
Режим глиссирования с поддувом используется экранопланом на
участке взлета, где он сохраняет контакт с водной поверхностью. Этот участок
называется разбегом. Начинается разбег при числах FrD > 1 и завершается в
момент отрыва экраноплана от воды. В этом режиме экраноплан должен
обладать качествами глиссера: требуемыми ходкостью, устойчивостью
глиссирования, управляемостью и мореходностью. Немаловажным на этом
режиме является максимальное уменьшение брызгообразования как с точки
зрения уменьшения сопротивления, так и с точки зрения возможности
обеспечения бесперебойной работы двигателей экраноплана.
Режим полета вблизи экрана является основным режимом движения
экраноплана. В этом режиме экраноплан должен обладать качествами
самолета: требуемыми характеристиками аэродинамики, устойчивости, в том
числе устойчивости по высоте, управляемости и маневренности при полете
на малых высотах в условиях тихой воды и волнения моря.
Посадочный режим экраноплана по характеру действующих на него
сил близок к взлетному. Участок этого режима от момента касания до
режима плавания называется пробегом. На этом этапе посадки экраноплан
должен обладать теми же качествами, что и при разбеге.
И хотя проектирование экраноплана в большей мере подчинено
созданию максимальных положительных качеств в основном режиме
(максимальные дальность полета и мореходность, требуемая обитаемость, надежность
и др.), необходимо также обеспечить требуемые качества экраноплана на
других режимах движения.
67

Экранопланы имеют также амфибийный режим движения, обеспечи-
вающий им самостоятельный выход на береговую полосу. Этот режим осу.
ществляется с помощью поддува струями двигателей в замкнутую область
ограниченную крылом, шайбами, закрылком и твердой поверхностью. Эк-
раноплан «Орленок», например, для облегчения движения по грунту
оборудован колесным устройством (см. рис. 79).

ГЛАВА 5
ГИДРОДИНАМИКА.
ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ РЕЖИМЫ
ДВИЖЕНИЯ ЭКРАНОПЛАНА
Гидродинамика изучает силы и моменты, действующие на экраноплан
при его движении в контакте с поверхностью воды, т. е. гидростатические и
гидродинамические силы в режиме плавания и глиссирования, и
разрабатывает способы их определения. При этом применяются известные
теоретические и экспериментальные методы, разработанные в судостроении [1,
4, 10] и авиации [11, 12].
Взлетно-посадочные (в большей мере взлетные) режимы экраноплана
характеризуются использованием поддува — способа получения высоких
величин подъемной силы крыла на малых скоростях за счет нагнетания струй
двигателей или воздушных винтов под крыло. Поддув, как эффективное
средство для снижения взлетно-посадочных скоростей экраноплана, был
предложен Р. Е. Алексеевым в 1959 г. В различных конструктивных
исполнениях он стал неотъемлемой частью АГДК экранопланов его
конструкции. В частности, на экраноплане пр. КМ поддув под крыло
осуществляется «напрямую» из двигателей с помощью поворотных насадков, на
экраноплане пр. «Орленок» — по схеме «елочка» с помощью поворотных
козырьков (рис. 83), на экраноплане «Акваглайд» — с помощью поворотных
воздушных винтов (рис. 84).
К настоящему времени разработаны основы теории поддува
применительно к экранопланам созданных АГДК, а также создана
экспериментальная база для выбора оптимальных параметров поддувных систем (поддув-
ные двигатели — несущее крыло) экранопланов.
69

Рис. 83. Схемы поддува под крыло ЭП:
а — «Лунь»; б — «Орленок»
Рис. 84. Схема поддува под крыло ЭП струей от воздушного винта
(ЭП «Акваглайд»)
Образование дополнительной подъемной силы на воздушном крыле,
расположенном вблизи экрана, при поддуве под него струй двигателей (рис. 85)
вызвано торможением струй газа, протекающих между крылом и экраном.
Струи газа под крылом распространяются не только в продольном
направлении. Часть их распространяется в боковом направлении (в стороны
70

хУп
~-"~~~^^ vp<v
Рр> р
Рис. 85. Образование подъемной силы крыла ЭП от поддува:
V — скорость воздушного потока; V — скорость потока в поддувной зоне;
р — давление в воздушном потоке; р — давление в поддувной зоне
боковых шайб крыла), часть — в направлении, противоположном
направлению струй. Струи двигателей также эжектируют под крыло окружающий
его воздух, увеличивая массу газа, поступающего под крыло.
Эффект поддува зависит от взаимного положения крыла и экрана,
удаления характерной точки крыла от экрана А, в качестве которой выбирается,
как правило, задняя кромка крыла (чаще употребляется относительная
величина h = — ) и угла дифферента ф при неизменной высоте h (при поло-
b
жительном ф стеснение потока под крылом увеличивается, при
отрицательном — уменьшается), числа работающих на поддув двигателей п и удлине-
i2
ния крыла X = — (при увеличении хорды подъемная сила крыла увеличи-
вается за счет увеличения его площади без увеличения тяги двигателей).
Для анализа эффективности поддува вводится обобщенный параметр,
называемый приведенной высотой h , которая выражается в следующем
виде [10]:
Ь
h =0,42 т
пр ' /
где AS^lf^ -wi52— избыток площади сечения под носовой кромкой крыла
над суммарной площадью струй двигателей в районе сечения; б—радиус струи
h -л ч>Ь AS
- + 1.89-10 4-^- + 0,5—
Ь h Ы
(5.1)
71

p
p W
0.05 -
0,05
•on
0.03
—I I 1 Г
0.05
0.10
rnfl
Рис. 86. Зависимость среднего давления под крылом ЭП 2
при поддуве от высоты над экраном Л,
Р"
пр
двигателя с учетом ее расширения на участке среза сопла до сечения пра
носовой кромкой крыла.
Зависимость безразмерной величины среднего давления под крылом
~~Т (и — скорость газа на срезе сопла двигателя) от величины h
которую можно аппроксимировать формулой
р 1,5
ри2 (\00hnJ2
(5.2)
показана на рис. 86.
72

Величина продольной силы, действующей на крыло экраноплана,
характеризуется коэффициентом 5. В этом случае эквивалентный параметр
выражается в виде
^=0.42^ + 1.89. КГ4-i*L
^р / \Ь h
(5.3)
Зависимость s = f\hnpj приведена на рис. 87.
Суммарные силы, действующие на экраноплан над твердым экраном
(швартовный режим), с учетом тяги двигателей можно вычислить по
формулам
Y = Tsm&{l-p)+pIb ; (5.4)
* = rcos3[l-(l-e)p] , (5.5)
где Т — суммарная тяга двигателей; 3 — угол наклона оси двигателя к
горизонту; р — отношение величины количества движения газа,
поступающего под крыло, к величине количества движения в струях перед крылом.
*-»тй
h
лр
Рис. 87. Зависимость коэффициента продольной силы крыла ЭП при поддуве е
от высоты над экраном Апр
73

По этим формулам можно оценить эффективность поддува в зависим^
сти от следующих конструктивных элементов: геометрических размере
крыла Ъ и /; угла заклинки крыла фзакл относительно корпуса; положе!
двигателей относительно корпуса и угла их наклона к горизонту (О, Р); щ
ложения закрылка крыла (Л); числа работающих двигателей п и режима:
работы (7; и); угла дифферента экраноплана ср.
Значение реального качества поддува с учетом необходимости бала)
сировки экраноплана в диапазоне его реальных продольных центровок xj
=0,35—0,406 составляет
Y ^
К = - = 16-17 . (5.J
При поддуве под крыло струями носовых двигателей максимум давля
ния под ним смещен в кормовую часть, к месту наибольшего торможен^
струй закрылком. Поэтому центр приложения подъемной силы от поддув]
на малых скоростях движения расположен в кормовой части крыла. Цецй
приложения аэродинамической силы поддержания на больших скорости
находится ближе к носку крыла (около 0,3—0,4 хорды). Поэтому по мев
разгона экраноплана центр давления перемещается вперед, что требует cq
ответствующей балансировки экраноплана.
Построение математической модели разгона экраноплана с поддуво!
требует знания гидродинамических и аэродинамических сил в зависимости
от скорости, тангажа и посадки экраноплана. Кроме гидродинамических |
аэродинамических сил на экраноплан при разбеге действуют силы от под
дува и тяга двигателей.
Гидродинамические силы при разгоне по мере выхода экраноплана
воды уменьшаются и в момент отрыва от поверхности воды исчезают. Аэр<
динамические силы с ростом скорости движения экраноплана возрастг
Силы от поддува зависят в основном от тяги двигателей, углов переклг
закрылков и высоты крыла над водой.
После выхода экраноплана из воды и достижения им скорости V>V\
(V — скорость отрыва) угол отклонения струй двигателей уменьшает^
до полного прекращения поддува. I
Тяга двигателей на участке разгона экраноплана по мере снижения ей
противления постепенно уменьшается до потребной. *
Гидродинамические силы, действующие на экраноплан, определяют^
буксировочными испытаниями его моделей в опытовом бассейне [10]. Аэрс|
динамические силы при этом исключаются с помощью специального аэрсН
динамического щита. ]
В результате модельных испытаний в опытовом бассейне определяют!;
ся силы Yr+n,X^n, Мг+п, представляющие собой суммы гидродинамичесйВ!
и подцувных сил, действующих на экраноплан при разбеге. Безразмерны*
коэффициенты этих сил имеют вид
74

2Y...
"Уг+п
pY2S
*г+п Pv2s
2М,
pV2Sba
(5.7)
где ^а — средняя аэродинамическая хорда крыла.
Гидродинамические составляющие этих коэффициентов имеют вид
СУГ = СУ1+П " У"С>; С'Г = С'Г + П ~ ХПСР>' т* = т2
(5.8)
у
где У -Ll' X ——L.' m —Hhs.— соответственно безразмерные подьем-
п~ Р ' "" р ' 2"~РЬа
ная сила, сила сопротивления и дифферентующий момент от поддува.
На графиках зависимости безразмерных коэффициентов
гидродинамических сил модели экраноплана самолетной компоновки от относительной
высоты (рис. 88) видно, что с удалением от экрана (с ростом h ) величины
гидродинамических составляющих сил уменьшаются и при /j =0,126-Ю, 136
они обращаются в нуль. Этот диапазон значений h соответствует моментам
отрыва экраноплана от поверхности воды при углах дифферента ф =1,2 и 3°.
Наиболее существенно на величины с^, с и т^ влияет высота h и угол
Ф, от которых зависит смоченная поверхность экраноплана. На гидродина-
6, = 20°
Рис. 88. Зависимость коэффициентов гидродинамических сил ЭП
при движении в контакте с водой от высоты крыла над экраном h
для разных углов отклонения закрылков 8
75

мические моменты существенно влияет угол перекладки закрылка экране
лана 5 с. Угол перекладки сопл двигателей 5. и коэффициент тяги ср %
гидродинамические характеристики экраноплана влияют слабо. |
Исследовано влияние расположения сопл поддувных двигателей, удл1
нения крыла и удельной нагрузки поддувной площади крыла на относз
тельную высоту подъема крыла над экраном h/JSn и его поддувное кагё
ство Кп в диапазоне тяговооруженности (отношение тяги двигателей к bi
модели) — =0,15-0,25, удельных нагрузок на поддувную площадь кр
G_ ° 2
— -320-800 кг/м и относительных расстояний от среза сопл до nepej
i3
кромки крыла -== =0,28-0,60 . Оптимальный угол наклона сопл в вер
кальной плоскости, обеспечивающий максимальную высоту подъема Э1
ноплана, составил е5 =19°, а оптимальный угол отклонения сопл в той
зонтальной плоскости оказался в существенной зависимости от удлиней
крыла и расстояния hc от среза сопл до передней кромки крыла. Для оЩ
мальных углов поворота сопл определена зависимость относительной й
h L 1
соты ~7Т от расстояния ~jz . Оптимальные относительные расстояния!
среза сопл до передней кромки крыла составляют ~гТ = 0,4 для Х=5 и
= 0,55 для X =1,0. При этом струи газа заполняют практически все mi
странство под крылом, по всему его размаху. f
Наибольшие значения относительной высоты подъема над экранов
поддувного качества обеспечиваются при удлинении крыла X =0,5 и с
h т J
ставляют /г =0,02; Кп =10 при — =0,25 (рис. 89). При увеличении удл
нения крыла от 0,5 до 2,0 при — =0,2 высота подъема крыла уменьшав
примерно в два раза, а качество снижается примерно на три единицы. Уде
G
ная нагрузка поддувной части крыла — практически не влияет на относ
Л h
тельную высоту подъема экраноплана jr и поддувное качество Кп
постоянной площади крыла (рис. 90, 91).
Тяговооруженность, обеспечивающая полную разгрузку экранопла
т
при нулевом отрыве (при V- 0), для крыла с X =1,0 составляет — =0,Й
G ° 1
при — =400 кгс/м . При увеличении удельной нагрузки в два раза за с^
площади крыла значение тяговооруженности, соответствующей нулевой
отрыву, равно — = 0,226, а поддувное качество снижается примерно j
76

0.15
0.20
0.25
1-0 2.0 X
Рис. 89. Зависимость поддувного качества Кп ЭП от относительного удлинения
й от экрана крыла для разных высот
3,5 единицы (рис. 92). Уменьшение размеров крыла приводит к снижению
степени продольной и боковой устойчивости экраноплана при поддуве.
Отношение давления на срезе сопла рс к давлению в поддувной части
крыла при нулевом отрыве и полной разгрузке для крыла с Х= 1,0
составляет ~~ =5,0. С увеличением отношение , соответствующее отрыву, возра-
стает до 6,8 при X = 2.
С увеличением отношения площади сопл Fc к площади поддувного
сечения крыла у передней кромки FII0M сеч для подъема крыла на ОДИНаКО-
вую относительную высоту требуется меньший избыток давления .
Уменьшение угла установки крыльев относительно нижней кромки
шайб и отгиб передней кромки крыла вниз приводят к увеличению качества
поддува.
Исследования по поддуву, проведенные с моделью турбовинтового
двигателя марки НК-12, имеющего соосные воздушные винты, показали, что
избыток давления в струе винта по отношению к давлению в поддувной
части крыла, необходимый для отрыва экраноплана, почти в три раза
меньше
ше, чем при поддуве из сопл и составляет
Рп
=1,8.
Практический интерес представляет влияние деформации
поверхности воды на поддувные характеристики экраноплана. Исследования показа-
77

А.'м 4
Над твердым экраном
— — — — Нал полой
77G = 0.:
Рис. 90. Зависимость удельной нагрузки на крыло ЭП G/Sn при поддуве от
высоты над экраном h для различных значений тяговооруженности ЭП T/G
Над опорной поверхностью
Над водой
кп А
ю
7VG=Q2
—г-
800
1—
1000
600
G/S„
Рис. 91. Зависимость поддувного качества Кп от удельной нагрузки на крыло
при поддуве для разных T/G
78

0.005--
— = 800 кгс/м2
0,15
T/G
'ис. 92. Зависимость высоты крыла ЭП над экраном при поддуве от тяговоору-
женности T/G
с;, км/ч А
400
300 -
200
300
400
500
(л Т
Рис. 93. Зависимость скорости отрыва ЭП от воды У^>тр от взлетной массы ЭП Glt
1 — волнение моря 3—4 балла; 2 — волнение моря до 2-х баллов
79

мю
200
100
0.286 0.429 0.571 у
Рис. 94. Зависимость сопротивления ЭП «Орленок» от относительной скорост|
_ V
движения у = :
V .
крсиссрск
1 — располагаемая тяга двигателей; 2 — сопротивление ЭП на тихой воде;
3 — пересчет сопротивления с модели на натуру;
4 — сопротивление ЭП на волнении 3—4 балла
ли, что высота подъема экраноплана над водой, с учетом впадины, обрг
щейся на поверхности воды под крылом, больше, чем над твердым экране
Деформация поверхности воды под крылом при отсутствии хода Э1
ноплана благополучно сказывается и на поддувном качестве, особенно:
большой удельной нагрузке на крыло.
На рис. 93 приведены зависимости скорости отрыва от взлетной мае
экраноплана. Волнение моря интенсивностью 3—4 балла приводит к yxj
шению взлетных характеристик экраноплана (длина и время разгона уве
чиваются на 5—10 %).
На рис. 94 приведена зависимость сопротивления экраноплана пр. «
ленок» от скорости движения. Видно, что использование поддува позво.
ло получить при разбеге экраноплана в районе «горба» сопротивления г
родинамическое качество К«6 при состоянии моря до двух баллов (Ив3% .$
=0,5 м) и К=4,6 при волнении моря 3—4 балла (А«з% =1,5 м). Благодар
поддуву скорость отрыва экраноплана от воды снижена примерно на 10 %\
сравнении со скоростью отрыва без поддува.

ГЛАВА 6
АЭРОДИНАМИКА ЭКРАНОПЛАНА
6.1. Аэродинамические силы и моменты,
действующие на экраноплан
Аэродинамика изучает силы и моменты, действующие на экраноплан в
полете, способы их определения и расчета основных летных данных, таких
как скорость, дальность, продолжительность полета и др. Рассмотрим
аэродинамические силы и моменты, действующие на экраноплан.
Особенностью полета экраноплана является то, что подъемная сила и
продольный момент его крыла зависят не только от угла атаки, как у
самолета, но и от высоты полета над экраном [10]. Это связано с тем, что с
уменьшением высоты (при неизменном угле атаки) в результате подторма-
живания потока под крылом происходит увеличение давления на нижней
поверхности крыла и, следовательно, увеличение подъемной силы крыла
(рис. 95). В соответствии с этим и угол скоса потока за крылом зависит от
высоты экранного полета.
Если одновременно с изменением угла атаки крыла изменяется
ориентация крыла относительно экрана (рис. 96, а), то изменяются высоты от
экрана всех точек крыла (кроме точки, соответствующей оси поворота).
Поэтому приращение подъемной силы крыла при изменении угла тангажа
определяется одновременно и приращением угла атаки, и изменением
высоты задней кромки крыла от экрана:
AY9 = Ac y J Aa9,xBp)Sq , (6.1)
где Да g —приращение угла атаки от изменения угла тангажа.
6 Зак. 194
81

о)
а = $ = const
х = x/b
h =qo —*— А =Ло
б)
<У1
си >а,
а2 = const
^v^_ aj = const
►
h=h/b
Рис. 95. Характер изменения распределения давления на крыле при приближении %
экрану (а) и соответствующее изменение коэффициента подъемной силы крыла (tfyz
1 — верхняя поверхность крыла; 2 — нижняя поверхность крыла
При малом приращении угла атаки
^-ftxjto,, (6.2)
где Суэ — частная производная коэффициента подъемной силы по углу
атаки при изменении угла тангажа.
82

a)
Да = Да^ = ЛЭ
б;
Ло - Да г> = // =
А„.Л,
Рис. 96. Схема для учега особенностей аэродинамики крыла вблизи экрана:
а — с изменением угла атаки изменяется ориентация крыла относительно экрана;
б — приращение угла атаки связано с наличием вертикальной скорости
Если прирашение утла атаки связано с наличием вертикальной
скорости (рис. 96, б), ориентация крыла относительно экрана не меняется, и
выражение для приращения подъемной силы крыла имеет вид
АУЙ = Асу J Aa „)Sq , (6.3)
где Аая — приращение угла атаки, вызванное вертикальной скоростью.
При малом приращении утла атаки
Асун=су*Аан > (6-4)
где Су — частная производная коэффициента подъемной силы по углу
атаки при наличии вертикальной скорости.
Принимая во внимание известное кинематическое соотношение [5]
— — АН
Да = ДЭ - АН , где АН= относительная вертикальная скорость,
приращения коэффициентов продольных аэродинамических сил и момента
тангажа можно представить в виде
Ьс =сэАЭ; Ьс =сйЬН;
Ьсг =с*М Ьсг =с?ЬЙ;
Ьт =т*А&; Ьт =п£ш.
Ч z zh z
(6.5)
(6.6)
(6.7)
Фокуса экраноплана
В аэродинамике самолета при изучении продольного движения
пользуются понятием «фокус». Фокусом по углу тангажа является точка на оси Ох
связанной системы координат, относительно которой аэродинамический
83

момент тангажа самолета остается постоянным при малых изменениях у:
тангажа, т. е. mf =0.
Распространяя это определение на экранопланы, отметим, что зде
появляется еще один фокус — фокус по высоте. Фокусом по высоте [5,1
является точка на оси Ох связанной системы координат, относительно
рой аэродинамический момент тангажа экраноплана остается постоя:
при малых изменениях высоты полета, т. е. т\ =0.
Оценку влияния экрана на коэффициент подъемной силы крыла мо;
произвести по формуле [1]
dcv , ч
су =-^-{а + а0-Аа0) , (6|
где а0 — угол нулевой подъемной силы профиля в безграничном па
ке; Аа0 — поправка к а0 за счет экрана:
Да0=а03/(л) , (6
9у(й) — характеризует изменение сс0, обусловленное его кривизной,
рис. 97 приведены графики эДа), Ba\h) и Эс(а) для профиля крыла тий|
тонкой параболической дужки.
9 А
1,5-
1,0-
0,5-
0,5 1.0 К
Рис. 97. Зависимость коэффициентов Эу, &а и Эс от высоты профиля крыла
над экраном
84

Коэффициент подъемной силы профиля крыла, движущегося вблизи
экрана, с учетом толщины и кривизны можно определить по формуле [1]
(dc„\ i-\
Эа(ЛДа + а0-Да0) ? (6 Ш)
У
Kda ,
где Aa0 = Sc(h)—^j + &f(h)a0 , (6.11)
\+с
с — толщина профиля.
Однако на практике для получения аэродинамических характеристик
используются преимущественно результаты экспериментальных
исследований, проводимых с моделями крыльев различной геометрии и экранопла-
нов в аэродинамических трубах в присутствии неподвижного или
подвижного экрана, в опытовых бассейнах, на самоходных и несамоходных
моделях.
6.2. Наиболее важные результаты, полученные
к настоящему времени, в области экранной
аэродинамики [10]
1. Влияние экрана на аэродинамические характеристики крыла
характеризуется значительным ростом его подъемной силы и
аэродинамического качества при практически неизменном сопротивлении.
2. Из геометрических параметров наибольшее влияние на
аэродинамические характеристики крыла, движущегося вблизи экрана, оказывает его
удлинение. Уменьшение величины удлинения приводит к снижению
значений подъемной силы и аэродинамического качества и увеличению
сопротивления, причем более интенсивно, чем для крыла в безграничной жидкости.
3. Установка на крыло нижних односторонних шайб значительно
повышает его эффективное удлинение за счет снижения интенсивности
перетока воздуха с нижней на верхнюю поверхность крыла (так называемые
концевые потери).
4. Увеличение толщины профиля крыла, движущегося вблизи экрана,
при малых углах атаки приводит к уменьшению коэффициентов подъемной
силы су и ее производной по высоте с* с увеличением ее производной по
углу атаки с" . Одновременно увеличивается вредное сопротивление.
Наибольшее значение Ктах отмечается у профиля с небольшой выпуклостью
нижней части.
5. Положение фокуса крыла по углу атаки XFa вблизи экрана слабо
зависит от толщины профиля. Фокус по высоте XFh при увеличении
толщины профиля смещается к передней кромке (для применяемых в
настоящее время крыльев экранопланов XFh * 0,3&а ).
85

Разнос фокусов AXF = XFa - XFh, который из условий продольной л
тойчивости должен быть отрицательным, с увеличением толщины проф!
меняет знак на противоположный, чему соответствует положение XFh)
нос от XFa.
6. Увеличение вогнутости профиля в безграничном потоке влечет
собой увеличение значения коэффициента нулевой подъемной силы cj
при практически неизменном значении с" . Вблизи экрана прираще!
суо более заметно, хотя величина с" уменьшается, так что с ростом у^
атаки приращение подъемной силы с увеличением вогнутости уменьшай!
ся. Сопротивление крыла при су0 мало изменяется с приближением к;
рану, но при сильной вогнутости (/ >9 %) экран благоприятно влияет^
обтекание крыла, его сопротивление снижается. Наибольшее значение м!
симального аэродинамического качества крыла вблизи экрана при отно<
тельной толщине с =0,09 соответствует слабой вогнутости (/=0,03). П
меньших толщинах наибольшим качеством обладают симметричные пр*
фили.
7. Положение XFa у профилей крыла с сильной вогнутостью мало:
висит от расстояния до экрана. Увеличение вогнутости профиля при ф!
рованной высоте от экрана приводит к смещению фокуса XFa к hocoi
кромке крыла.
8. Фокус XFh при большой вогнутости крыла слабо изменяет свое
ложение при изменении высоты от экрана. При неизменной высоте уве
чение вогнутости приводит к смещению фокуса XFh к задней кромке.
9. Разнос фокусов AXF с увеличением вогнутости крыла принимз
большие отрицательные значения, слабо зависящие от высоты.
10. Перемещение наибольшей толщины профиля вдоль хорды изме!
ет несущие свойства крыла вблизи экрана. Наибольшие значения произ!
ных Су и Су имеют профили с положением максимальной толщины, б.
ким к носку крыла (« 20 % хорды). Этому же положению наибольшей
шины соответствует и наибольшее аэродинамическое качество. Фокуса Щ
и Xjb при этом смещаются в корму, а их разнос AXF по абсолютной вед
чине уменьшается.
11. Определяющую роль в формировании несущих свойств крыла в(
экрана играет форма нижней поверхности профиля, верхняя играет нез!
чительную роль.
12. На зависимость производной с" от формы нижней поверхноо!
оказывает влияние удлинение крыла и угол установки его концевых niai
Например, при X =2 и ф =0 производная с" у плоского и вогнутого проф^
ля одинакова. По мере роста ф производная с™ уменьшается; при ф
Су крыла с вогнутым профилем значительно меньше, чем у плоского. Пр||
X =1 вогнутость профиля на с" практически не влияет. Величина с у ПР&
86

увеличении вогнутости нижней поверхности крыла возрастает,
выпуклости — падает.
13. Моментные характеристики крыла при искривлении нижней повер-
хности профиля изменяются следующим образом: при увеличении
вогнутости коэффициент продольного момента т z относительно задней
кромки возрастает; при увеличении выпуклости уменьшается с перемещением
центра давления (ЦД) в нос. Положение XFa при переходе от плоской
нижней поверхности к вогнутой практически не изменяется. При деформации
нижней поверхности в сторону экрана (выпуклость) XFa смещается в
корму и тем больше, чем больше удлинение крыла.
14. Фокус XFh у крыльев с к = 1.. .2 для плоской и вогнутой нижней
поверхности практически совпадает. При выпуклой нижней поверхности
положение фокуса XFh зависит от удлинения крыла и угла установки шайб.
При А. =1 и ф = 0 фокус XFh профиля с выпуклой нижней поверхностью
смещен в корму, в сравнении с плоской поверхностью; при увеличении ф
фокус смещается в нос. При X =2 XFh с выпуклой нижней поверхностью
находится впереди этого же фокуса с плоской нижней поверхностью.
15. При деформации носовой части нижней дужки профиля вблизи
экрана возникает значительный пикирующий момент, увеличивается т* и
уменьшается mhz (рис. 98). Утолщение кормовой части профиля вблизи эк-
Рис. 98. Влияние локальной деформации нижней дужки профиля крыла на
коэффициент продольного момента крыла вблизи экрана
87

рана приводит к появлению кабрирующего момента, уменьшению w™ |
увеличению т\. Одновременно деформация носовой и кормовой час]
нижней поверхности профиля приводит к увеличению mf и mhz . Такая д|
формация сопровождается перемещением ЦД. При утолщении носка
смещается в корму, при утолщении кормовой части — в нос (рис. 99, а) А
Зависимости положения XFa и XFh профиля крыла над экраном noi
заны на рис. 99, б, е. Видно, что XFa мало зависит от деформации проф!
положение XFh зависит от локальной деформации профиля.
16. Влияние экрана на нестационарные аэродинамические характерна
тики сказывается следующим образом. Удлинение крыла оказывает од!
ковое влияние на все вращательные производные: с увеличением удои
0,25-■
Исходный вариант
* 1 -и вариант
• — 2-й вариант
А — 3-й вариант
XF,.
0,5
хгЛ
0,5 ••
0 ' 1 1 I I 1 I I 1 m
0,1 0,2 г -0,5
б)
Рис. 99. Кривые влияния деформации профиля крыла на положение:
а — центра давления крыла вблизи экрана; б — его фокуса по углу атаки вблизи
экрана; в — его фокуса по высоте вблизи экрана
88

ния производные увеличиваются и наоборот. Форма профиля крыла вблизи
экрана оказывает существенное влияние на производные по параметру А и
меньшее влияние на вращательные производные по угловой скорости Э.
Величины производных по параметрам А и Э близки между собой.
Вращательная производная Су определяется в основном присоединенной
массой, существенно возрастающей при приближении к экрану, остальные
производные по параметрам А и9 малы.
Производные с у и mf возрастают при приближении крыла к экрану,
но в меньшей степени, чем позиционные производные; при этом
производная Су возрастает у экрана в большей степени для крыльев малых
удлинений. Вращательная производная момента с приближением к экрану
возрастает интенсивнее для крыльев больших удлинений.
Влияние угла атаки а0 на больших расстояниях от экрана слабо
сказывается на вращательных производных с у и /игэ ; на малых высотах
увеличение а0 приводит к уменьшению с ® , производная /nf с ростом а0
увеличивается для крыльев большого удлинения и уменьшается для крыльев
малого удлинения.
17. При движении крыла над волнистым экраном величины его
аэродинамических характеристик колеблются около балансировочных значений
су0, mZo, mz=0, соответствующих движению над плоским экраном. При по-
— h
стоянной относительной высоте И = — амплитуда этих колебаний возраста-
Ь
ет с увеличением амплитуды волны, а при постоянной амплитуде с
уменьшением Л растут также приращения су0 и т2 .
18. Благоприятное влияние экрана на аэродинамические
характеристики крыла сохраняется до чисел Маха М=0,7—0,8 (рис. 100), после чего его
аэродинамическое качество имеет тенденцию к уменьшению.
6.3. Аэродинамика экраноплана
Подъемная сила экраноплана записывается в следующем виде:
Y= Y +УЛУ +Y (6.12)
кр ф го вч ч '
где Ккр — подъемная сила крыла; Y — подъемная сила фюзеляжа; Уо —
подъемная сила горизонтального оперения и Кв ч — подъемная сила
выступающих частей соответственно.
Подъемная сила крыла
Значение коэффициента подъемной силы крыла экраноплана
определяется теоретически или экспериментально.
89

Рис. 100. Зависимость аэродинамического качества крыла
от числа Маха для различных высот от экрана
Подъемная сила фюзеляжа
(6.IP
Исследования показывают, что Уф мало зависит от высоты полета Щ
экраном. С достаточной для практического использования точностью щ
силу можно рассчитать как и для фюзеляжа самолета [11].
Подъемная сила горизонтального оперения
Y =c oV'llS , (6.
го угсГ го ' ч
где с о — коэффициент подъемной силы горизонтального оперения; Sro ]
щадь горизонтального оперения.
У экранопланов разработанных компоновок горизонтальное onepei
расположено за несущим крылом, поэтому оно находится в воздушном
токе скошенным крылом вниз (рис. 101), т. е. истинный угол атаки горизс
тального оперения уменьшается. Учитывая, что скос потока за крылом э|
раноплана меньший, чем за крылом самолета, истинный угол атаки тощ
зонтального оперения у экраноплана при прочих равных условиях бс
ший, чем у самолета. Причем величина этого угла зависит от высоты
экраном (большая высота — меньший угол и наоборот).
Угол атаки горизонтального оперения можно записать в виде
аго=а + фго-е , (6.1$
где а — угол атаки крыла; (pro— угол установки горизонтального опе$|
ния к основной линии экраноплана; е — угол скоса потока за крылом. В|
90

11рисоединенный вихрь
Свободные вихри
Рис. 101. Скос потока за крылом ЭП и характер его распределения
в области горизонтального оперения
личина для экраноплана в зависимости от высоты крыла над экраном
определяется, как правило, на основе модельного эксперимента в
аэродинамической трубе.
Следует учитывать, что горизонтальное оперение экраноплана
находится в зоне торможения от крыла, фюзеляжа и выступающих частей,
поэтому истинная скорость его обтекания меньше, чем скорость экраноплана.
Коэффициент торможения потока в районе горизонтального оперения с
практической точностью можно вычислить известными методами
аэродинамики самолета [11].
Подъемная сила от выступающих частей экраноплана Ув ч
определяется на основе экспериментальных исследований в аэродинамической
трубе [11].
Сопротивление экраноплана записывается в виде
(6.17)
где X X Хго ХвоХвч — сопротивление крыла, фюзеляжа, горизонтального
оперения, вертикального оперения, выступающих частей соответственно.
Влияние экрана на сопротивление всех элементов экраноплана, кроме
крыла, незначительно, и им можно пренебречь. Что касается
сопротивления крыла, то, как отмечено выше, на такие его виды, как индуктивное
сопротивление и сопротивление трения, экран влияет ощутимо, причем
индуктивное сопротивление на малых высотах уменьшается существенно.
Х=Х +Х.+Х +Х +Х ,
кр ф го во в ч'
91

Надежные теоретические методы расчета сопротивления крыла вблиз
экрана в настоящее время отсутствуют, поэтому эта часть сопротивлен^
экраноплана определяется экспериментально на основе модельного экспЙ_
римента в аэродинамической трубе.
6.4. Аэродинамический расчет экраноплана
Аэродинамический расчет экраноплана производится известным
тодом тяг, разработанным применительно к самолету Н. Е. Жуковским,
тод основан на решении точных уравнений установившегося прямолинс
ного полета экраноплана в вертикальной плоскости. В методе использует
равенство тяги, потребной для прямолинейного установившегося полет
т. е. потребной тяги и тяги, развиваемой силовой установкой, т. е. распор
гаемойтяги [11].
Потребная тяга, необходимая для установившегося полета экранопла!
на определенной постоянной скорости, равна сопротивлению экраноплан
на этой скорости. Поэтому для определения потребной тяги экраноплана Щ
разных скоростях полета требуется знание сопротивления экраноплана на эт
скоростях.
В соответствии с приведенными выше методами производятся рас
ты и строятся кривые сопротивления по скорости для различных конф!
раций экраноплана и высот полета над экраном (рис. 102).
р,,
ад)
Н = 00
"г
Щ
'Л
"\
ц }
|w
)
Р,(Ч)
Рис. 102. Плоскость PV для аэродинамического расчета ЭП
92

Затем приступают к расчету летных данных экраноплана на основе
следующих уравнений его полета:
pV2
Ly 2
„ p-v2
+ PcosS = 0,
(6.18)
где S — угол тангажа экраноплана; М— масса экраноплана.
Потребная тяга и скорость полета экраноплана рассчитываются для
балансировочных режимов (т2 = 0 ), поэтому значения су и с х для этих
уравнений принимаются с учетом балансировки.
На основе решения системы уравнений (6.18) относительно Р и V
выражения для скорости установившегося полета и соответствующей
потребной тяги двигателей имеют вид
Р =
М
KcosS + sinS
V =
2М
pScy
1-
sin$
KcosS + sinS
где К = аэродинамическое качество экраноплана.
(6.19)
(6.20)
Рис. 103. Зависимость километрового
Расхода топлива ЭП д^от скоросги V и
полетной массы ЭП М„
Рис. 104. Зависимость дальности
полета ЭП от взлетной массы G и
высоты полета h
93

Максимальная дальность полета экраноплана на заданной высоте щ
лизуется при полете на крейсерской скорости. Взлетная масса экранопла
а также принимаемый на его борт запас топлива могут быть различны!
зависимости от задания, отсюда дальность полета удобно рассчитывать!
формуле
М" dM
'н ЯуМ '
(6.1.
где М , Мк — начальная и конечная массы экраноплана соответстве!
чу{щ — километровый расход топлива, зависящий от массы экранопла
Летные данные экраноплана удобно определять графически еле;
щим образом: на графики потребных тяг от скорости полета экранопл^
наносятся располагаемые тяги для различных режимов работы силовой;
тановки экраноплана. На основе анализа этих зависимостей определяет!
диапазон скоростей установившегося горизонтального полета, диапа
высот полета и возможных полетных масс экраноплана.
На рис. 103 приведен график километрового расхода топлива, расст!
тайного для крейсерского полета экраноплана. Типовая зависимость да||
ности полета экраноплана на крейсерской скорости от взлетной массы!
высоты полета приведена на рис. 104.

ГЛАВА 7
ДИНАМИКА ДВИЖЕНИЯ ЭКРАНОПЛАНА
7.1. Системы координат
При решении задач динамики движения экраноплана применяются
следующие оси координат: земная, связанная, полусвязанная и скоростная. Все
эти системы прямоугольные и правые (ось Oz направлена вправо) (рис. 105).
Оси земной системы координат неподвижно связаны с Землей.
Начало Og земных осей выбирается где-либо на поверхности Земли, ось Ogyg
направлена вверх, ось Ogzg — горизонтально в любом направлении.
Связанная система координат связана с экранопланом. Она удобна для
определения координат экраноплана относительно земных осей. Начало этой
системы совмещается с ЦТ экраноплана. Оси О св хсв и Oayct
располагаются в плоскости симметрии экраноплана, причем ось Осяхсв направлена
вперед, ось 0СВ>>СВ — вверх, ось ОснгС№ — в сторону правой консоли крыла.
Положение экраноплана относительно земной системы координат
определяется шестью координатами: тремя xg , yg, zg начала Осв связанной
системы координат и тремя углами между связанной и земной системами
координат: \|/, 3 и у (ц/ — угол рысканья, угол между земной осью Oxg и
проекцией продольной оси О сл хСй на горизонтальную плоскость; в — угол
тангажа, угол между продольной осью Ослхся и горизонтальной
плоскостью^— угол крена, угол между осью ОСИуп и вертикальной плоскостью,
проходящей через продольную ось 0СВ*СВ ).
Скоростная система координат. Ось Осхс этой системы направлена
вдоль скорости ЦТ экраноплана Уш. . Начало координат системы
располагается в ЦТ экраноплана, оси Ocyt и Oczc лежат в плоскости, нормальной
скорости Кцт ; ось Осус системы находится в плоскости симметрии
экраноплана. Положение скоростной системы координат относительно земной
95

Рис. 105. Системы координат
дляЭП
определяется углами д, ц/ и у (
угол тангажа, угол наклона трае]
рии экраноплана к горизонту; щ
угол рыскания, угол между проем
ей V на горизонтальную плоское
и осью Ogzg; у — угол крена,
между осью OcyQ и вертикаль^
плоскостью Ogxgyg, проходящей ?
рез вектор скорости полета Кцт |
Положение экраноплана о
сительно ЦТ определяется угэ|
атаки а (угол между проекцией
тора скорости ViiT на плоское
симметрии экраноплана Оса хсв у^
горизонтальной плоскостью) и
лом скольжения {3 (угол между Щ
тором скорости Vn7 и плоское!
симметрии ОсвхсвУсв).
В полусвязанной системе ко%
динат ось Ох 11С совпадает с про!
цией скорости Ую на плоско!
симметрии экраноплана Оспхсяу%
ось Оу св — с аналогичной ско{
тной осью, а ось Oz — с анало1
ной связанной осью.
7.2. Устойчивость и управляемость экраноплана
Под устойчивостью экраноплана понимается его способность самое!
ятельно, без участия экипажа, сохранять заданный режим движения,
случае отклонения от него под действием различного вида возмущений
возвращаться к исходному режиму после прекращения их действия.
Устойчивым называется экраноплан, который во время движения,
смотря на действие различного вида возмущений, стремится сохранить
ходный режим движения, неустойчивым — который в этих условиях oti
няется от исходного режима движения, а после прекращения действия ВС
мущений его отклонения от исходного режима движения с течением epei
ни возрастают.
Экраноплан имеет три основных режима движения: плавания, взлету
посадочный и полетный,— поэтому для каждого из них используются мето||
расчета и экспериментального определения устойчивости и управляемое^
которые отвечают специфике режима.
96

Устойчивость экраноплана, в соответствии с общей теорией
устойчивости, разделяется на статическую и динамическую [5,10].
Статическая устойчивость экраноплана определяется направленностью
момента его аэродинамических сил, возникающего при отклонении экра-
ноплана от положения равновесия. Если этот момент направлен в сторону
исходного положения равновесия, экраноплан статически устойчив, если в
сторону дальнейшего увеличения начального отклонения—экраноплан
статически неустойчив.
Динамическая устойчивость экраноплана определяется характером
протекания его возмущенного движения. Если возмущенное движения экраноплана после
прекращения действия возмущений затухает, экраноплан динамически устойчив,
если развивается—неустойчив.
Под управляемостью экраноплана понимается его способность
отвечать изменениям параметров движения на действия экипажа рычагами
управления (рулевыми поверхностями, работой двигателей, конфигурацией
экраноплана).
Устойчивость и управляемость экраноплана находятся в тесной
взаимозависимости. Управление экранопланом тем проще и точнее, чем
быстрее затухает его возмущенное движение, связанное с управлением. Такие
переходные процессы соответствуют устойчивому экраноплану, а значит
проще и точнее управлять устойчивым экранопланом. Управляемость при
хорошей устойчивости обеспечивает экипажу экраноплана простоту
управления, позволяет полнее использовать маневренные возможности
экраноплана, повышает его безопасность.
Устойчивость и управляемость экраноплана на малых экранных
высотах можно достаточно строго разделить на продольную и боковую [10].
Продольная устойчивость и управляемость
Продольное возмущенное движение и устойчивость
экраноплана. Уравнения продольного возмущенного движения
экраноплана. Характеристическое уравнение
Как отмечено выше, коэффициенты аэродинамических сил и
моментов экраноплана значительно зависят от высоты экранного полета и угла
тангажа, причем эти зависимости носят существенно нелинейный
характер. Это означает, что экраноплан представляет собой нелинейную
систему, и для исследования его возмущенного движения в общем случае
следует использовать численные методы интегрирования дифференциальных
уравнений.
Практика проектирования экранопланов показывает, что
использование линеаризированных уравнений позволяет достаточно эффективно про-
7 Зак. 194
97

водить предварительный выбор основных параметров экраноплана с
ледующим уточнением этих параметров по результатам исследованй)
основе нелинейных уравнений.
Ниже приводится общий анализ продольной устойчивости экранов
на на основе линеаризованных уравнений движения [5, 10]
Особенности, связанные с полетом вблизи экрана, а также сложив
ся к настоящему времени методики экспериментального определения
динамических характеристик экраноплана, определяют систему коорд]
в которой удобнее проводить исследование его продольного движе]
(см. рис. 105).
В этой системе, если аэродинамические силы заданы в скоростно
стеме координат, уравнения продольного движения экраноплана имеют
дующий вид:
mVx = Pcos(S - ф0)- Ar0cos6 - Yas\x\Q;
тН = Psm(& -ф0)+ Kflcos6- XasinQ-G; l (Ц)
I.S = M. - PyP,
где />(r) — сила тяги двигателя; <р0 — угол между направлением дейс
силы тяги двигателя и направлением хорды крыла экранопл«,а
Ха[У,Н,Н,Щ — сила лобового сопротивления экраноплана; 9 — угол|
клона траектории экраноплана к горизонту, 9 = arctg—; Уа(г, Н, Н,Э,Щ
подъемная сила экраноплана; G — вес экраноплана; /г — продольный
мент инерции экраноплана; M.\V,H,H,H,&.§) — момент аэродинами^
ких сил; ур — плечо силы тяги двигателя относительно ЦТ экраноплана (yRt
если тяга двигателя создает пикирующий момент).
Примем в качестве исходного режима установившийся горизонт^
ный полет экраноплана. При малых углах ф и ф0 можно приц
sin (9- ф0 )=0 и cos(&— <р0 )=. Тогда, применяя метод малых возмуще*
уравнения продольного возмущенного движения (7.1) запишутся
следующим образом:
шдг+(\lu -pv)av + х"ан + хЦан + д-®дд+};,((де=о,-
Л' ,
гН
У, АI' + тАН - Y" АН - У" АН - Y°A$
н
►-(>"«+/ьК
Э + Аг(/(Де = 0;
- (л/1' - р1 уг)ау- мУан - м?ан- мУан + /.дэ - л/?дэ - л/?дд=о.
В этих уравнениях дг, АН и т. д. обозначают соответственно прсййв-
dAV dAH
водные
dt
dt.
и т. д., /
размерная величина време!
98

^/o ^./0 • Л) — соответственно подъемная сила, сила лобового
сопротивления и тяга экраноплана в горизонтальном установившемся полете.
Введем обозначения:
' = — относительная скорость; т = относительное (без-
' ° _ Ъп т"'
размерное) время; Т/" ~ Dcj/ — масштаб времени; т — массаэкранопла-
2 т
на; S — площадь крыла; р — массовая плотность воздуха; и = —
/ Р-^а
относительная плотность экраноплана; /- =—h безразмерный момент
инерции.
Заметим, что Д8 = Д#= ——.
С учетом приведенных обозначений, а также того, что для исходного
режима полета сР = сх0 , система уравнений продольного возмущенного
движения экраноплана в безразмерной форме запишется в виде
ДГ' + \2сх0 - с\',)АУ + -с"дЛ' + с? АН + сдада = 0;
- 2\хс^АУ + АН' - Су АН' - цс" АН - cf.AV - Цс?ДЭ = 0;
- — VpUcrt-Jp \aV -—»£ А~Н" --т? АН' -
--^-/и^ДЯ+ДЭ'- —да® Д9'-—/и?ДЭ = 0,
(7.3)
где производные ДГ'. дд' и т. д. даны по безразмерному време-
— т р''
ни т. с]. = производная коэффициента силы тяги по относитель-
Sp V
ной скорости; V/-— плечо силы тяги, отнесенное к средней арифметичес-
v -2£
кои хорде крыла, Ур~ и •
В уравнениях (7.3) производные с# и Су* представлены уже в земной
системе координат через соответствующие коэффициенты сх и с, в
скоростной системе:
с? = с\, + СЧ- с" = с" -c.v„ •
Для анализа устойчивости экраноплана надо составить и решить
характеристическое уравнение системы (7.3), которое можно получить, если
99

приравнять нулю характеристический определитель системы, составл
из коэффициентов при неизвестных функциях в дифференциальных*
нениях:
Ш)=
-с"Х + с*
^ + (2-c.v„-<YJ ц
-2ЦС,.,, k2-cfk-\ic?
-сук-цсу
= 0
Раскрывая характеристический определитель и составляя поли
степеням к, получим характеристическое уравнение
F(k)=Xs + А{к4 + А2Х3 + А2>? + А4Х + А5=0 ,
коэффициенты которого после некоторых преобразований будут име1
Л, =--»»? -с? -— с*т- +2cr0-cf ;
А2 =--|W? -с?«.- +4'": +4>n?)-\icf + 2cv04 -
+ 2с v0| — <*?»»?
«»-цс?
-(2cv0-c;:)^iwJ+cf
'- / 1 '- ': '
-±cW-±c*J+&(c?c*+»c*
'.- " ': " 'Д' '
+ ^о - с'") [- с?г?(г,я - .^ )+ cfm* " *R" +
100

I.
2t'.v0-2«"r0^5—c7
v
+
V
c3 c"
c.v *-.y
c9 c"
y/.(2cv0-c/.)-2c,.o/w^
(7.6)
Как видно из (7.6), величины коэффициентов характеристического
уравнения во многом определяются значениями параметров, обусловленных
наличием экранного эффекта. Так, изменение разноса фокусов
Д*/ ■.,,, = ^7;ч --V/, существенно влияет на А4ъ А$. Величина разноса
фокусов ^Y/ ,, существенно влияет также на А}. Производная с1^ , величина
которой зависит от высоты полета экраноплана, входит во
все_коэффициенты, кроме Аг Наиболее сильное изменение от величины с^
претерпевают коэффициенты А}, А4 и Ау Наличие коэффициента А определяется
экранным эффектом. Величины ^г:ш и с^ , заметно влияющие на
коэффициенты А., существенно зависят от режимов полета экраноплана
(высоты и угла тангажа).
Продольному возмущенному движению экраноплана отвечает
характеристическое уравнение пятой степени, которому соответствуют две пары
больших комплексно-сопряженных корня и малый действительный корень.
На первом этапе, в процессе «быстрого» возмущенного движения,
определяемого комплексно-сопряженными корнями, достигается балансировка
экраноплана по моментам и нормальным силам. Этот этап характеризуется
взаимосвязанным движением по углу тангажа и высоте полета (рис. 106)
при относительно небольшом изменении скорости полета. Следующий
этап — «медленное» апериодическое движение, определяемое малым
действительным корнем, вызываемое несбалансированностью экраноплана по
тангенциальным силам. На этом этапе движения изменяется скорость
полета, а также связанные с ней угол тангажа и высота полета. Если «быстрое»
движение по тангажу и высоте полета является слабозатухающим, то на
этапе «медленного» движения эти два процесса как бы накладываются друг
на друга.
При увеличении высоты экранного полета наименьшее изменение
претерпевает пара больших комплексно-сопряженных корней Хх,. Меньшая по
величине пара комплексно-сопряженных корней X 4 уменьшается,
действительный корень X, обнуляется, и картина распределения корней на
внеэкранных высотах полета у экраноплана и характер его переходных
процессов становится таким же, как у самолета.
101

Рис. 106. Характер и этапы продольного возмущенного движения ЭП
Условия продольной устойчивости экраноплана
Для продольной устойчивости экраноплана, как и другого летателв
го аппарата, необходимо и достаточно, чтобы все корни характеристик
кого уравнения имели отрицательные вещественные части.
При этом необходимо и достаточно выполнение следующих уело*
А>0 (/=1,2,..., 5);
AtA2-A3>0;
R^AA-A^AA-A^AA-Af > 0, (J
т. е. все коэффициенты характеристического уравнения должны быть пс
жительными и должны выполняться одновременно приведенные два н|
венства.
Граница колебательной устойчивости (мнимые корни) определяв
равенством R5= 0 при выполнении остальных условий, а граница аперис
ческой устойчивости (нулевой корень) — равенством А= 0.
Условие апериодической устойчивости экраноплана как летательн|
аппарата, выраженное через его аэродинамические характеристики и па
метры, можно привести к следующему виду [5, 10]:
2 _ (
А5 = -Vj-Cy cf,2cx0\k2Axfbh + К
с* с".
УР
1-
Ср
2с
х0
>о. а
Как видно из выражения (7.8), апериодическая устойчивость экранопла
определяется в основном разносом фокусов Ах^д// и запасом продольной сй-
тической устойчивости по углу тангажа т1/ . Соответствующим взаимным
102
%

расположением координат фокусов .х>ч, хг и центровкой экраноплана
можно обеспечить апериодическую устойчивость на всех режимах полета.
Учитывая, что с" < 0, неравенство (7.8) можно записать в виде
:->Дхг + К
£х__£х=
У У )
_ (
УР
У \
1-
СР
2ст0
>0
(7.9)
с? сЧ
или при Д*/гад >0и -j—^>0
т. <
K2^F,
с9 с"
УР
V \
1-
СР
2сЛ-о
(7.10)
где к-> = 1 -
сР
2с
.vO
а^
Яг-
W=const'
'J' гт
#=C0I1S/
При v/> * 0 (пренебрегаем влиянием двигательной установки) на
режимах полета, соответствующих г2 <0, предельно допустимая задняя
центровка экраноплана находится впереди фокуса по углу тангажа. При
увеличении Д*,-;ли предельно допустимая задняя центровка перемещается вперед.
При к2 =0 условие апериодической устойчивости экраноплана
обеспечивается при т J' <0 вне зависимости от величины t^F . При г2 > 0 предельно
допустимая задняя центровка экраноплана находится за фокусом по углу
тангажа. При увеличении Д*/^ предельно допустимая задняя центровка
экраноплана смещается назад.
Условие колебательной устойчивости экраноплана
Анализ условий обеспечения колебательной устойчивости
экраноплана в общем виде весьма сложен. Учитывая, что для экранных режимов
полета экраноплана выполняется условие
А Л
4А
(7.11)
можно получить следующее приближенное условие колебательной
устойчивости экраноплана, соответствующее малым разносам фокусов:
Л->Л4-Л7Л<>0
(7.12)
103

для больших разносов фокусов оно выглядит так [5]: 4
Л4Лз-^5U^2-2Л3)> 0 . (7Д%
Таким образом, условие колебательной устойчивости экранопла(на
можно заменить двумя приближенными условиями (7.12) и (7.13), которое
должны выполняться одновременно. Это означает, что разнос аэродинам^.
ческих фокусов д*>9„ = *>» - */■•„ должен располагаться в определеннее
диапазоне значений :
(^F3H Anin < **>,„ < (**FM Jmax . (1.Щ
Если А5 имеет малую величину, то вместо неравенства (7.13) можно
воспользоваться условием
/?4>0, C7.i|)
mcR^iA^-A^-A/A^ 0. (7.Ш)
■1'
Апериодическая устойчивость экраноплана на всех режимах полета
обеспечивается соответствующим взаимным расположением координат
фокусов xFi, xF и центровкой экраноплана х\. .'<-
В общем случае анализ продольной устойчивости экраноплана следует
проводить на основе дифференциальных уравнений движения пятого
порядка.
Продольная статическая управляемость
и устойчивость экраноплана
Использование упрощенных линеаризованных уравнений движения при
относительно больших отклонениях параметров движения экраноплана от
исходных может привести к серьезным погрешностям в результатах
расчетов устойчивости. Поэтому ниже приведен достаточно эффективный метод
исследования управляемости и устойчивости экраноплана в плоскости Р V,
предложенный В. И. Жуковым [5].
Учитывая, что экранный эффект практически проявляется по высоте
полета в пределах хорды крыла, основным режимом полета экраноплана
принят режим установившегося горизонтального полета. Органами
продольного управления экраноплана являются рычаги управления двигателями
(РУД), закрылки и руль высоты. Изменяя положения РУД (т. е. тягу) и углы
перекладки закрылков и руля высоты, можно перевести экраноплан из
одного режима установившегося горизонтального полета в другой. Из-за Шг
лого диапазона высот экранного полета требуются небольшие
управляющие силы и моменты. Поэтому основную роль в комплексе вопросов, свя-
104

занных с управляемостью экраноплана, будет играть статическая
продольная управляемость, которая характеризуется величинами усилий на
рычагах управления и величинами отклонения рычагов управления для
изменения параметров установившегося горизонтального полета экраноплана:
относительной высоты И = — , угла тангажа э и скорости полета V.
Зависимости величин усилий на рычагах управления и их отклонений,
необходимые для балансировки экраноплана при различных режимах
установившегося полета, называемые балансировочными кривыми, являются
общими показателями продольной статической управляемости
экраноплана. Они характеризуют как величины отклонений рычагов управления и
усилий на них, так и градиенты изменения этих величин по различным
параметрам установившегося движения.
По балансировочным кривым (относительно исходных режимов
полета) могут быть определены величины различных частных показателей,
таких, например, как
АН AS AV
Ах,- '' А*,. ' Ах, (7Л?)
при различных конечных отклонениях Axj или при Аде, -> 0,
где*—линейное перемещение одного из органов управления (двигателем, закрылками,
рулем высоты).
Каждый из приведенных выше частных показателей управляемости
может быть представлен в виде произведения
dp dp dr
~d7t =~dTl^ ' <7Л8)
где р — один из параметров установившегося режима горизонтального
полета экраноплана н, 3, V; г — изменяемый параметр органа управления
(степень дросселирования двигателя, углы отклонения руля высоты,
закрылков).
Первый множитель — является частным показателем эффективности
соответствующего органа управления, который, определяется
аэродинамической компоновкой экраноплана и зависит от режимов полета. Второй
dr _
множитель — — К является передаточным отношением между отклоне-
dxt
нием рычага и соответствующим изменением параметра органа
управления г.
Для решения вопросов управляемости экраноплана необходимы
выявление и анализ основных факторов, влияющих на частные показатели
эффективности органов продольного управления.
105

Установившиеся (балансировочные) режимы %
полета экраноплана -4
На основе (7.1) уравнения установившегося горизонтального полета
экраноплана можно записать в следующем виде: 4
Pcos(d-(p)-Xa=Q;
Psin(&-4>)+Ya-G = 0;
Mz-PyP = Q,
где p(v,e) — сила тяги маршевых двигателей; е — степень дросселиро;
ния двигателя; ф—угол между направлением действия силы тяги и н;
лением хорды крыла; ха\у,§,Н,Ь-) — сила лобового сопротивления
экраноплана; Ya у, Э, Н, 8,,)—подъемная сила экраноплана; Мг у, 9, Н, 8,) — ш-
дольный момент аэродинамических сил экраноплана; 8, — угол
отклонения управляющих поверхностей (руля, высоты, закрылков); G — вес экм-
ноплана; уР — плечо силы тяги относительно ЦТ экраноплана (ур > 0, еслф
сила тяги создает пикирующий момент). ,
На крейсерских режимах полета экраноплана S иф малы, поэтому
sin(s - ф)» 0, cos($ - ф)«1. Тогда уравнения (7.19) запишутся в виде ^
Р-Ха=0; Ya-G = 0; Mz-PyP=0. (7.2$
Исследование эффективности органов продольного управления
экраноплана проводится в плоскости (Р, V), используемой при аэродинамических расчета^
на которую наносятся сетки кривых потребных РП и располагаемых Рр тяг.
Сетки кривых потребных тяг (рис. 107) наносятся для различных значеЩр
Н = const, Э = const, 8 = const (5 — угол отклонения одной управляют
поверхности) и ограничиваются сверху зависимостью Рп при н = оо (т. е.
симостью Рп (V) по высоте, при которой исчезает экранный эффект), а снизуj
условием касания экрана. Сетка кривых располагаемых тяг Р (Г)наносится ]
различных значениях степени дросселирования двигателя е. ш
Для устойчивого экраноплана любая точка в рассматриваемой пло^
кости соответствует установившемуся режиму горизонтального полета |1
отвечает вполне определенным значениям параметров движения (у,&,Щ
и органов управления (8ле ). В качестве установившегося режима
горизонтального полета может рассматриваться как исходный режим полета
(до возмущения), так и предельный установившийся режим полета экрй(-
ноплана после каких-либо управляющих воздействий, связанных с
изменением степени дросселирования двигателя, отклонением руля высоты"й
закрылков.
Имея в плоскости (Р, F) сетки кривых потребных и располагаемых тяг;
соответствующие различным параметрам установившегося движения
106

Управляющее воздействие
Управляющее воздействие
д»-з,-э0
в)
г)
V
• СОПЛ
Управллощее воздействие
! 6РР(Ас, =*,-%)
; Д5=5,-60
•—
s?
-~~--5?
---С
^-^"Т?
J?Z2
^Z^/>
\ / \ ~~~~
«2 \
/л
>^-"* \
\ /ъ
^Сл |
:,я» L
^t* Г
----., 1
Я-cout
Управляющее воздействие
к0 к, к2
Рис. 107. К анализу движения ЭП при управляющем воздействии:
а — тяги двигателей в плоскости РУ; б — руля высоты в плоскости РУ;
в — тяги и руля при постоянной скорости в плоскости РУ; г — тяги
и руля при постоянной высоте в плоскости PV
(у,Ь,н) и различным положениям органов управления (е,б), можно
определить показатели, характеризующие эффективность органов продольного
управления для рассматриваемой области возможных эксплуатационных
режимов полета экраноплана. Например, величины у,§,Н и градиенты их
изменения по отклонению параметров органов управления, предельные
допустимы е значения отклонения параметров органов управления
(emin'Em2x>5min'5miuJ • Можно также рассматривать эффективность
управляющих воздействий на экраноплан.
В плоскости (Р, V) сетки кривых потребных и располагаемых тяг при
различных значениях б = const и б = const можно заменить, используя
передаточные отношения, сетками кривых потребных и располагаемых тяг при
соответствующих величинах отклонения рычагов управления рулем высоты
( хв = const), закрылками (§ = const) и двигателем (х = const). В этом случае
107

в плоскости (Р, V) можно уже непосредственно рассматривать показатели
управляемости, связанные с отклонением рычагов управления экраноплана.
Частные показатели эффективности отклонения органов
продольного управления
Отклонение любого органа управления в общем случае вызывает
изменение всех параметров установившегося горизонтального полета [v,S,h).
Рассмотрим эффективность управляющих воздействий и частные
показатели эффективности каждого из органов управления.
В плоскости^ V) на рис. 107, о показаны параметры движения V.S.H
исходного (т."0") и предельного (т." 1") установившихся режимов полета
экраноплана после управляющего воздействия, связанного с изменением
только степени дросселирования двигателей б (от е0 до £,). Параметры движения
для предельного установившегося режима полета экраноплана в плоскости
(Р, V) в данном случае определяются точкой, которая соответствует
пересечению кривой потребной тяги при б0 = const с кривой располагаемой тяги при
степени дросселирования двигателя е,. Видно, что при изменении 8 в общем
случае одновременно изменяются угол тангажа, высота и скорость.
Отклонения кинематических параметров установившегося
горизонтального полета экраноплана от их исходных значений (т. е. AV.AS.AH ),
отнесенные к значению управляющего воздействия АР (от е), представляют
АН
собой показатели эффективности изменения силы тяги по высоте (~т"г).
ДЭ AV
углу тангажа (—) и скорости (—= ). Аналитические выражения этих
показателей можно получить, если управляющие воздействия считать
малыми и, следовательно, можно использовать линеаризованные уравнения
движения. Отклонения параметров движения установившегося
горизонтального полета от их исходных значений ( av.AH, AS), отнесенные к значению
управляющего воздействия АР при Р->0, представляют собой частные
показатели эффективности изменения силы тяги по высоте, углу тангажа и
скорости при фиксированных углах отклонения управляющих
поверхностей 6j = const (8В = const, 53 = const):
(<т\ (<&\ (dv)
-<#Ч,.=соп* ^4=cons«' l<H/=const- (7'21)
Изменение параметров установившегося движения экраноплана в
результате управляющего воздействия только за счет отклонения руля высоты (Д6В)
рассмотрено на рис. 107, б. В этом случае параметры нового установившего-
108

ся режима полета определяются точкой пересечения кривой располагаемой
тяги при заданной б с кривой потребной тяги при 8; = const. Отклонения
соответствующих параметров установившегося горизонтального полета экра-
ноплана от исходных значений (д V, АН, ДЭ), отнесенных к значению
управляющего воздействия Д5В при Д5В -> 0, представляют собой частные
показатели эффективности отклонения руля высоты по высоте, углу тангажа и
скорости при фиксированных значениях би63
dH
\d&B;
E=COIlSt
6=const
dS
db«
(dV^
E=COnst
6_=const
db„
E=COHSt
8. =const
(7.22)
Аналогично можно записать частные показатели эффективности
отклонения закрылков при е = const, 8В = const
(Ш\ fd^
[dd,
£=COnSt
8„ =const
v<^;
Е=СОПЯ
6 =const
fdv}
E=COnSt
8.=const
(7.23)
В ряде случаев может возникнуть необходимость координированного
(взаимосвязанного) отклонения двух органов управления, например РУД и
5В или 53. В этом случае наряду с показателями эффективности
отклонения одного из органов управления необходимо рассматривать и показатель
dP
относительной эффективности управляющих органов типа ~^.
Показатели относительной эффективности определяют долю участия и тем самым
роль каждого из органов управления при координированном управлении
экранопланом. Так, в качестве частных показателей эффективности
отклонения органов продольного управления экраноплана и частных
показателей относительной эффективности управляющих органов при постоянной
скорости полета (рис. 107, в) будут служить следующие выражения:
(dV_
И =const
6„=const
d&
do\
Н =const
6.=const
dP
<ffi3
H =const
5„ =const
dV
db0
//=COI)St
6„ =const
db
db.
H =const
6 =const
dP
dba
H =const
6,=L-onst
(7.24)
Для изменения скорости при н = const (рис. 107, г) может быть
использовано координированное управление РУД и закрылками или РУД и рулем
109

высоты. В этом случае частными показателями эффективности отклонен!
органов продольного управления и частными показателями относительна
эффективности управляющих органов при постоянной высоте полета буду]!
<dV^
Kdb^j
Н =const
5=const
d&
й/53 J#=COIlSt
'dP^
Kdb3;
6U =const
И -const
6H =eonst
<1уЛ
dbB )н =const
5,=const
(7j
d&
dba
f dP^
//=const
6 ,=const
db*
H =const
6,=const
При определенных соотношениях аэродинамических характеристик на]
выгоднейшие режимы движения экраноплана при различных высотах поле*
могут достигаться только за счет отклонения РУД. Этому виду управле:
отвечают приведенные выше показатели. Возможны, однако, случаи, шц
отклонение РУД, при наличии продольного момента силы тяги, будет вызь
вать существенное изменение угла тангажа, что может создать неудобей
при пилотировании экранопланом. Поэтому в этих случаях изменения реж$
мов установившегося горизонтального полета целесообразно производить
углах тангажа, близких к постоянному, что можно практически обеспечиЦ
координированным отклонением РУД и руля высоты. Этому случаю отвечу
ют следующие частные показатели эффективности и относительной эффел
тивности отклонения органов продольного управления:
1dV^
\<&ъ)
Н =const
5,=const
ds_
dbB )#=const
6 =const
dP
dbB
#=const
6,=const
(7.2<
Возможны случаи, когда изменение режимов установившегося полет
при постоянной высоте или скорости при координированном управле!
РУД и закрылками будет происходить со значительным изменением уЩ
тангажа, нежелательным по условиям пилотирования. Возможность обес|
печения в этих случаях постоянного угла тангажа будет достигаться толы
при координированном отклонении трех органов управления: РУД, закр!
ков и руля высоты. Тогда частные показатели эффективности отклоне!
органов продольного управления и частные показатели относительной эф|
фективности управляющих органов будут иметь следующий вид:
— при постоянных значениях скорости полета и угла тангажа
'ЛГ
dd.
У=сопЛ
S=const
dP
K^J
P=const
9=const
л
J*.
H=const
S=const
110

при постоянных значениях высоты полета и угла тангажа
fi/53 J#-const' [4d53J//=const' ydS^JN-const . (7.28)
9=const 3=const 8=const
При координированном управлении рассматриваются частные
показатели относительной эффективности управляющих органов,
характеризующие отношение потребных значений управляющих воздействий,
необходимых для изменения режимов установившегося горизонтального полета
экраноплана, например при постоянных значениях скорости или высоты.
Показатели относительной эффективности определяют долю участия и
роль каждого из органов управления при координированном управлении
экранопланом. Если, например, величина показателя относительной эф-
/7=const Д°статочно мала, то основным средством управ-
5,=const
ления скоростью полета экраноплана в этом случае является руль высоты, а
сила тяги двигателя (за счет степени его дросселирования) будет
использоваться в качестве корректирующего средства. Наоборот, если величина
рассматриваемого показателя будет достаточно большой, то для управления
скоростью полета необходимо прежде всего изменять силу тяги двигателя,
а руль высоты будет выполнять роль корректирующего органа управления.
В целях облегчения пилотирования экраноплана изменение режимов
установившегося горизонтального полета должно происходить при
следующих условиях:
— при фиксированных углах отклонения управляющих поверхностей
с увеличением силы тяги двигателей высота полета должна увеличиваться
или оставаться неизменной, а скорость полета — увеличиваться, т. е.
должны выполняться условия
dP
фективности! ~тг-
(Ай\ Г
dH_
{dP
>0
8H=const
6 ,=const
2) >0; (7.29)
dP y6„=const
— при координированном управлении при постоянной скорости
полета с увеличением высоты потребная тяга двигателя должна увеличиваться
^-) >0, (7.30)
а угол тангажа должен увеличиваться или оставаться неизменным
нн\ -° ; (731)
ап 'H=const
111

—при координированном управлении при постоянной высоте поле^|
увеличением скорости угол тангажа должен уменьшаться или остава!
неизменным
•"' '//=const
а сила тяги (при неизменном угле отклонения закрылка) увеличиваться
(71
(ЦУ J#=const
8,=const
Приведенные частные показатели легли в основу разработанной ном!
клатуры критериев устойчивости и управляемости экранопланов
Анализ кривых потребных тяг
Значения частных показателей эффективности органов продольн|
управления будут существенным образом зависеть от характера крив|
потребных тяг и от их взаимного расположения, определяемыми наклон
ми кривых потребных тяг от скорости при Н = const, д = const, 5 = coij|
и градиентами изменения потребных тяг при фиксированной скорости
лета.
Наклоны кривых потребных тяг, а также градиенты их изменен!
при V = const можно выразить через аэродинамические коэффициенты.
Из системы уравнений (7.2) получаются следующие выражения:
для местного наклона зависимостей потребной тяги от скорости устр
новившегося горизонтального полета при фиксированном угле тангажа [1
dV
= Х
3=const
l-K
Я
cv - С?
т-;И-Угу
(
xFA-xF„+yp
г
сГ
■Ш
(7.34)
— фадиента изменения потребной тяги по углу тангажа при
постоянной скорости установившегося горизонтального полета
-Xl + Vr
dp,
dS
Xp.-XL
= }'9F
(7.35)
l'=const
•Y/o~-%+»
112

где
гэ сн
с9 сн
s,
*/•:, ~хьн +Ур
XFb-XFb+Ур
•-л
~4)
(7.36)
Как следует из выражения (7.34), основным параметром, на который
можно существенно воздействовать в процессе проектирования экрано-
плана для изменения местного наклона зависимости потребной тяги от
скорости при S =const, является величина отношения запаса продольной
статической устойчивости по высоте ('"/ ) к разносу фокусов A*>w =xp. -xFfi,
т. е. отношение ~
AXl-
Местный наклон зависимости потребной тяги от скорости
установившегося горизонтального полета при фиксированной высоте полета
определяется следующим выражением:
dP,
dV
= Xl
'Я =const
1-К
cr _ Сх
m:»-yP~j
С *
XF* -X F+УР
У J
d
(7.37)
Как видно из этого выражения, местный наклон зависимости
потребной тяги от скорости при Я = const в общем случае зависит от ряда
аэродинамических характеристик, включая и отношение запаса продольной
статической устойчивости по углу тангажа («/) к разносу фокусов
Выражение для местного наклона зависимости потребной тяги от
скорости установившегося горизонтального полета при фиксированных углах
отклонения управляющих поверхностей
dPn
dV
= Л"
'8=const
1-К
<Y
<Y - сх
xFd~xFH +УР
£х_
с*
■ . (7.38)
8 Зак. 194
113

Местный наклон зависимости потребной тяги от скорости при б = const
существенно зависит от величины запаса продольной статической устойч£
вости по углу тангажа (т/ ) и разноса фокусов Д*р8„ .
Эффективность воздействия горизонтального порыва ветра
Горизонтальный порыв ветра наиболее часто встречается в виде
внешнего возмущения, действующего на экраноплан в полете.
В частности, попутный порыв ветра может привести к просадке экранопла-
на по высоте вплоть до касания экрана, а встречный — вывести
экраноплан на относительно большие высоты.
Рассмотрим ступенчатый горизонтальный порыв ветра (рис. 108). Прв>
мем единую силовую установку (ур =0). В этом случае предельный
установившийся режим полета экраноплана в плоскости (р, у) совпадает с
исходным режимом полета (до возмущения), если по оси абсцисс отложена
воздушная скорость. Однако в процессе возмущенного движения на этапе
«быстрого» движения экраноплан выходит на кратковременный установившийся
режим по высоте (я*) и углу тангажа (Вк) при практически постоянно^
воздушной скорости У = У0 + Wx . В связи с этим введем понятия эффекта^
ности воздействия горизонтального порыва ветра по высоте и углу тащ1|
жа, определив их как отклонения от исходных значений указанных пар»
метров, соответствующих кратковременному установившемуся режиму щ
лета, для заданной величины горизонтального порыва ветра.
Поскольку движение экраноплана при действии порыва ветра проися
дат при фиксированном положении органов продольного управления,
частные показатели эффективности воздействия горизонтального порь
ветра имеют выражения [5]
_ :^
dWx)S=const У с" XFq-Xfh
E=COnSt "
dB
<WX;
2
Су
m
zjl . (7.3f
8=const V cy Хр^-ХрН -;щ
E=COnSt
Таким образом, эффективность воздействия по высоте горизонталы
го порыва ветра определяется взаимным расположением кривых потреб
ных тяг при 8 = const и Н = const, а эффективность воздействия по углу ТЩ
гажа взаимным расположением кривых потребных тяг при б = const »
Э = const •
114

Н.&У '"
Ур=0
Ho
wx\
Рис. 108. К анализу возмущенного движения ЭП после воздействия
горизонтального порыва ветра в плоскости PV
115

Как видно из формул (7.39), а также из рис. 109, увеличение наклона
кривых потребных тяг при б = const при одном и том же горизонтальней!
порыве ветра приводит к большему изменению высоты экранного полету.
При сближении наклонов кривых потребных тяг при 8 = const и Я = гож
воздействие по высоте горизонтального порыва ветра уменьшается. Щ
Основным средством снижения эффективности по углу тангажа го|"
зонтального порыва ветра является уменьшение запаса продольной ста!
ческой устойчивости по высоте. При тс/ = 0 получим —£_
dH
= 0,
V dWX JS
У л . И здесь условие т*н = 0 является рациона
этом \dw
\ * >/6=const cy
ным, исходя из удобства пилотирования.
Особенности движения экраноплана при возмущениях,
приводящих к его контакту с водной поверхностью
При полете экраноплана в условиях ветро-волновых возмущений в<
можны случаи его контакта с водной поверхностью, вызванные воздействие
попутного порыва ветра. Характер переходных процессов возмущеннс
движения конкретного экраноплана в этом случае в значительной мере ой
ределяется величинами ветровых возмущений. §
Для каждого установившегося режима полета экраноплана существует
предельный попутный порыв ветра, выше которого экраноплан после
контакта с водой переходит в режим глиссирования, характеризуемый ростам
аэродинамического сопротивления и связанным с этим уменьшением
скорости движения. Если величина порыва ветра меньше предельной, то
экраноплан после контакта с водной поверхностью возвращается к исходному
режиму полета. Это свидетельствует о том, что экраноплан представляет
собой нелинейную систему, устойчивость которой зависит от величины
начального возмущения. В связи с этим практический интерес представляет
определение предельных попутных порывов ветра, меньше которых
обеспечивается устойчивость относительно исходного режима полета. Оценка
величины предельных порывов ветра и сопоставление их с реальными
возможными порывами ветра для расчетных условий полета позволяет судить
о необходимости вмешательства летчика в управление экранопланом при
контакте экраноплана с водой.
Следует отметить, что контакт экраноплана с водой может произойти
также при управляющих воздействиях в процессе его пилотирования или в
особых случаях, например при уводе управляющих поверхностей из-за
отказа элементов системы управления.
116

p k
Эффективность отклонения РУД (ля)
т \ '■' а 0Лтт * х,- !
К - COllSt
^=7
9h
\
Л^:0'
•ty,; m'' * ОГхг * xF )
Э - const
Эффективность воздействия горизонтального порыва ветра (И v J
</С ~ ./И',. ~ V
Г-,-^ Уп K0+W,
Рис. 109. Эффективность воздействия на движение ЭП тяги двигателя
При исследовании движения экраноплана при его контакте с водной
поверхностью необходимо учитывать то обстоятельство, что
аэродинамические силы и моменты определяются воздушной скоростью экраноплана,
а гидродинамические силы и моменты — путевой скоростью. Поэтому
суммарную скорость ветра удобно записать в виде суммы
W = WxQ + Wx, (7.40)
где IVх0 — среднее значение скорости; Wх — скорость горизонтального
порыва ветра.
117

Первому этапу возмущенного движения соответствует «быстрое»
движение, которое характеризуется, главным образом, изменением высоты
полета и угла тангажа. Следующий этап движения — «медленное» движение,
которое характеризуется изменением путевой и воздушной скоростей
'в ' п т " х ■
Таким образом, учитывая возможность разделения возмущенного
движения на «быстрое» и «медленное» и, следовательно, возможность
определения потребной тяги для кратковременного установившегося движения,
анализ устойчивости экраноплана с учетом его контакта с водной
поверхностью при различных значениях скорости порыва ветра целесообразно
проводить в плоскости (Р, V).
Приняв за исходный режим установившегося горизонтального полета
экраноплана в плоскости (Р, V) точку О, которой соответствует воздушная
скорость V0 и относительная высота я0 (рис. ПО), построим в этой
плоскости кривые располагаемой и потребной тяги при фиксированных
положениях органов управления (fy = const,- e = const), которые отвечают
исходному установившемуся режиму полета.
Кривые потребной и располагаемой тяги имеют две точки
пересечения, т. е. существует два балансировочных режима движения экраноплана
(точки О и В).
Ра
1
с
\2
В
ш 1
.
\1^^
"Wi-Po
wXt=v2-vu
WHp=V.-Vo
Режим движения
ОА - без контакта с водой
АС - в контакте с водой
Ра(Ь =const;
^ ! Рр(Ь = const^
^i
^i
Рис. 110. К анализу движения ЭП при различных значениях горизонтального
порыва ветра в плоскости PV
118

Для балансировочного режима, соответствующего исходному режиму
полета экраноплана (точка О), выполняется условие апериодической
устойчивости, а для балансировочного в точке В — не выполняется.
При попутных порывах \WX \ < W^ |, когда Рр > Рп (точка /), экраноплан
стремится восстановить воздушную скорость, а также высоту и угол тангажа
д0 значений, соответствующих исходному установившемуся режиму полета
(точка О). Следовательно, при таком порыве ветра экраноплан сохраняет
устойчивость относительно исходного установившегося режима полета.
Наоборот, если при воздействии попутного порыва ветра |FFX| > \WX ,
то Рр < р» (точка 2), и, следовательно, экраноплан стремится уменьшить
воздушную скорость. В этом случае относительно точки О он неустойчив.
Таким образом, величина попутного порыва ветра W' является предельной для
возвращения экраноплана к исходному балансировочному режиму полета.
Величины скоростей предельных попутных порывов ветра,
определяющих устойчивость экраноплана относительно рассматриваемых режимов
установившегося полета, зависят от величины и направления ветра,
поскольку это, в свою очередь, определяет значение путевой скорости,
принимаемое при построении кривой потребной тяги. При встречном ветре
устойчивость экраноплана относительно исходного режима полета сохраняется в
большем диапазоне скоростей попутных порывов ветра, чем в случае
полета экраноплана при попутном ветре (рис. 111, а, б).
Если \fVx | > WXm , то для возвращения экраноплана на исходный
режим полета требуется соответствующее увеличение тяги двигателей.
Помимо ветровых возмущений к контакту экраноплана с водной
поверхностью могут привести различного рода управляющие воздействия от
органов управления.
Рис. 111. К анализу движения ЭП при встречном (а) и попутном (б) ветре в
плоскости PV
119

Так, для режима полета экраноплана 63=20°, И0 =0,15 и Г0 =79,5 м/|
(рис. 112, а) предельным управляющим воздействием является отклонение
закрылков на угол Дб3 = -12°. При А5, = -10° (рис. 112, б) экранопла^
выходит на новый установившийся режим экранного полета, а при
Д53 = -15° экраноплан переходит в режим глиссирования с постепенным
уменьшением скорости.
а)
»'.<.= о
И., м/с
'в- = f'n = 79.5 м/с
Рис. 112. К анализу движения ЭП при управляющем (а) и предельном
управляющем (б) воздействии закрылков в плоскости PV
120

«Привязка» к экрану
Важной характеристикой экраноплана является так называемая
«привязка» к экрану, характеризующая способность экраноплана в процессе
полета, в том числе под действием различного рода возмущений, не выходить
за пределы экранного эффекта. «Привязка» экраноплана к экрану в
значительной степени определяется градиентом (производной) изменения его
подъемной силы по высоте экранного полета chv .
Графики зависимостей экраноплана с несущими крыльями Х=3 и 4
приведены на рис. 113. При X =4 с(! значительно меньше, чем при Х=3 (на
высоте 1 м в 1,6 раза), т. е. увеличение удлинения крыла благоприятно с
точки зрения аэродинамического качества и неблагоприятно с точки зрения
«привязки» к экрану.
Одним из показателей «привязки» экраноплана к экрану может служить
dH
производная —г, определяющая изменение высоты полета на единицу
изменения скорости при неизменном положении органов продольного управ-
JU
ления. Выражение для —г нетрудно получить из линеаризированных урав-
dV
нении продольного возмущенного движения экраноплана
dH
dV
Ai=c
dH
dW..
2c.
2c,.„ 1
где У,- =0.
Vn
fdc,
dH )m.=0
6=const
Cv Xf-£ XFH
F~.(7.41)
0,2-
0,1
2,0 3,0 4,0 А.:и
Рис. 113. Зависимость с'. =f(h) ЭП с крыльями удлинений Х=3 (/) и Х=4 (2)
121

По этой формуле можно оценить изменение балансировочной выс<
полета экраноплана (АН) в медленном движении по скорости при откл<
нии РУД или оценить в быстром движении изменение высоты (АНк)
кратковременном подлете экраноплана от встречного ступенчатого пор!
ветра (Wx).
Градиент изменения высоты в быстром движении (v = const) при
пенчатом отклонении руля высоты или закрылков и допущении^ =0
но определить по формуле
_с>'
Хсц X
FS
с$
Л J7Q Лс
}i /r=const cv *FB
Как видно из формул (7.41) и (7.42), эффективность рассмотре!
возмущений по высоте существенно возрастает при увеличении исхо;
высоты полета. Поэтому управляющие воздействия на больших экрг
высотах должны быть плавными и строго дозированными по величине^
Высотаподлета при ветровом возмущении определяется частной:
изводной Су , взаимным расположением фокусов по углу тангажа, высо^
центровкой экраноплана в соответствии с выражением [5]
(*Л
<ш
= с"Ш
XFH
тг=0
6=const
У - -
XFS ~ х7
Чем больше с у , тем меньше отклонение экраноплана по высоте
ветровом воздействии. Увеличить с" можно, увеличивая хорду крыла:
располагая фокус по высоте экраноплана впереди его ЦТ.
Боковая устойчивость и управляемость
экраноплана*
Боковые аэродинамические силы и моменты, действу
щие на экраноплан
Боковое движение экраноплана в полете сопровождается переме!
во времени отклонением экраноплана по углам крена у и скольжения
результате чего возникают боковая аэродинамическая сила Z и боко!
аэродинамические моменты Мх и Му (рис. 114). Щ
Анализ результатов экспериментальных исследований, проведенные с
экранопланами, показывает, что зависимости коэффициентов боковой сЩШ
и боковых моментов экраноплана могут быть представлены в следуюпЩм
виде:
* Излагается в разработке Д. Н. Синицына [10]. '
122

)'
Рис. 114. Боковые силы и моменты, действующие на ЭП в полете
ту=/\р,ах,<оу,у,&л.Ьн); (7.44)
*ж=/(р.Мн).
При этом значения угла атаки а и высоты полета А в боковом
возмущен ном движении экраноплана принимаются постоянными.
Большинство вопросов, связанных с боковым движением
экраноплана. решается с достаточным приближением, если эти зависимости
представить в виде следующих линейных разложений по параметрам движения и
управляющим воздействиям:
Во й. ' со. / у 5эс 5 «•
тх =тг$ + тх* — <ах + тх> —cov + wjy + тх 8Э + тх*Ъи ;
cz=cfp + cz5353 + cr5»5H • (7.45)
Все производные, за исключением ml и /я£ , отличаются от
аналогичных производных в аэродинамике самолета лишь по численным
значениям, что связано с особенностями аэродинамической компоновки
экраноплана. Что касается производных по углу крена тух и т\ , то они связаны с
влиянием экрана на боковые аэродинамические характеристики
экраноплана. В них отражается зависимость подъемной силы и сопротивления
экраноплана от высоты полета над экраном.
При накренении экраноплана на его несущем крыле происходит
перераспределение давления, поскольку часть элементов несущего крыла
приблизилась к экрану, а другая часть удалилась от него. Элементы крыла, при-
123

близившиеся к экрану, испытывают положительное приращение
подъемной силы. На удалившихся от экрана элементах подъемная сила падает. Это
обстоятельство вызывает возникновение восстанавливающего
поперечного момента тх = /(у) при у > 0.
В результате экраноплан в боковом движении, в отличие от самолета,
обладает весьма важным и благоприятным с точки зрения безопасности
полета свойством — естественной аэродинамической стабилизацией угла
крена при полете вблизи экрана.
Величину производной щ\ можно определить аналитически для
случая прямоугольного крыла с боковыми шайбами. При этом с достаточной
степенью точности можно считать, что подъемная сила крыла в ненакре-
ненном положении распределяется равномерно по его размаху, а ее
зависимость от высоты имеет линейный характер. С учетом этого (см. рис. Н4)
производная т\ может быть выражена через chv в следующем виде:
г- п i
где Я. = — — относительные удлинения крыла. Отсюда следует, что степень
естественной стабилизации экраноплана по углу крена, которая
характеризуется производной т\, находится в прямой пропорциональной зависимб-
сти от степени изменения подъемной силы, вызванной изменением высоты
экранного полета.
Точно так же возникновение разворачивающего момента при крене
>пх - /(у) можно связать с изменением сопротивления экраноплана по вй-
соте.
Характеристики боковой устойчивости и управляемости
экраноплана
В боковом движении экраноплан, как и любой другой летательный
аппарат, имеет три степени свободы: поперечные поступательные
перемещения вдоль оси z и два вращательных движения относительно осей х и у.' • ?
Поперечные поступательные перемещения экраноплана в возмущенна
боковом движении происходят под действием боковых сил, приложенные
его ЦТ, искривляющих его первоначально прямолинейную траекторию,']
учетом того, что поперечные перемещения экраноплана могут происход!
при одновременном изменении углов крена и скольжения, уравнение дви>
ния экраноплана вдоль оси z (связанной с ЦТ и направленной в сторону
вою полукрыла параллельно плоскости экрана) можно записать в виде [|
|
-mi\{l = £L-s^Pp + cyy). (7.4$)
124

Уравнение поступательных перемещений можно преобразовать к виду
[10]
—р.с?р + ,,.у + —., . (7.48)
Вращательное движение удобнее всего рассматривать в системе осей
координат, связанных с главными центральными осями инерции:
Л, w v = ^Y~ sl \ к? + "»?tg(a - Фс )Jp + К +'" >-1«(а ~ Фс )]у +
+ [///.v°v + »yv + /« vv tg(a - <pt. )|^p<o.r + [»'.?' +'" 1°■'' tg(a - Фс )J<b v ^J7 [.'
wi5+-^-/«5tg(a-9t.)
*У v
Л
/wJ.+-^-mJtg(a-9t.)
i,,;<+-^<*tg(a-q>c)
2Г
-wv +
P +
У +
(l),. " Г, (0,., / \
mv +-r^mx • tg(a-<pj
Л
2Г v
<».■>■ (7.49)
Уравнения (7.48) и (7.49) можно представить в виде системы
относительно параметров р и у
2
4m " / (, 4/;; A J r 2Г Y 2t
V, P = £^S/
p pS/ о, в V Г y P-S/ «>.. ^
"V— + — c.. y +
1 IV gSllm }У
5 ЛР5К r-
gS/2w
(7.50)
Приведением к безразмерной форме получим
у -—w,ly - —
/v 'г
о>,. cv I 1 w,.0 |Д
7-У—»V'P--
2^J 'л- 'д-
'"I-"'? тЧу-—"v'P-
- рл
В и,. СГ
я?!^ -/нт- ——
2ц
р = о ;
(7.51)
Р"~
—— + ^-
/ 2
ГУ М В »,. С-
Р-— I4-W,. 'у-
mv v с
Р-
■\ "'l
2ц;
7 = 0
Здесь штрихами обозначены производные по безразмерному времени
( V Л 7т
Г '[pS 7т I '* и '>' — безразмерные моменты инерции; И = — — отно
125

сительная плотность. Аэродинамические производные вычислены в гл$н
ных центральных осях инерции. Щ
Оценка порядка величин, входящих в коэффициенты уравнений де
жения (7.51), показывает, что для известных компоновок отечествен!
экранопланов с учетом реальных соотношений их геометрических хара*
ристик уравнения движения (7.51) могут быть упрощены:
у --
,У-,
2Ц
у_.
-Р'
ft-0;
Р""
сч
■+—
2
( 7й
P'-imfp-
Л,
J2_
2ц
у = 0
(7.
Как следует из уравнений (7.52), боковое возмущенное движение э*
ноплана может быть представлено как движение системы с двумя степе!
ми свободы, обобщенными координатами которой являются углы крена$
скольжения р.
Уравнения (7.52) могут быть использованы для решения практичен
задач динамики изолированного бокового движения экраноплана, таких i
— оценка характеристик боковой статической управляемости;
— расчет потребных отклонений органов бокового управления для»;
рирования несимметричных отказов двигателей;
— расчет параметров бокового возмущенного движения при деиста
атмосферных возмущений, перекладок органов управления и отказов в'<
стеме управления;
— расчет границ боковой динамической устойчивости по реж!
полета в собственном движении и при использовании средств автоматин$
кого демпфирования и стабилизации.
Подробное рассмотрение перечисленных вопросов может состав^
предмет специального исследования. Здесь же ограничимся изложе!
вопросов, касающихся специфики управления и принципиальных осо(
ностей динамики бокового движения экраноплана.
Вопросы управления боковым движением экраноплана
В реальной эксплуатации экраноплана управление боковым движе?
ем в наибольшей степени реализуется при разворотах в горизонтально
плоскости и при несимметричном отказе двигателей.
Каждый из этих видов бокового управления экраноплана сопровожу
ется динамическим переходным процессом с выходом на конечный уста!
126

вившийся режим полета с определенным отклонением органов бокового
управления (руля направления и элеронов).
Рассмотрим статическую балансировку экраноплана в
установившемся боковом движении, так как она является конечной целью управления.
Установившийся режим полета в результате бокового управления экраноп-
ланом может быть двух типов:
— прямолинейное движение (в общем случае с креном и скольжением)
с отклонением органов бокового управления; на этом режиме все угловые
ускорения и угловые скорости отсутствуют:
<ov = \j/ = y=y=j5=p=o ;
— криволинейное установившееся движение (установившийся
разворот) с постоянными углами крена и скольжения и отклоненными органами
бокового управления; на этом режиме
у = у = р = р = 0, (ov.= const.
Отсюда следует, что первый тип установившихся движений
происходит без поперечных смещений ЦТ экраноплана и подчиняется следующим
уравнениям балансировки:
- inly - ет?р = mf бэ + mf бн + тх^ ;
- тJ:y - «Jp = ш^б, - т? 5Н + тушш . (7.53)
Полет экраноплана на режимах установившихся разворотов
сопровождается перемещением ЦТ в горизонтальной плоскости по окружности с
постоянной угловой скоростью. Поэтому уравнения балансировки на этих
режимах отличаются от уравнений (7.53) присутствием членов,
учитывающих наличие угловой скорости <ау :
( с \
nvx-mxy -*-
у - /л?р = т*э6э + /nf 5Н + т .
- wf(3- m] -><' |Чу = wf5„ + wfS, + тУт (7>54)
Используя уравнения (7.53) и (7.54), рассмотрим ряд наиболее
характерных частных случаев бокового управления экранопланом.
1. Установившееся боковое движение экраноплана при отклонении
одного органа бокового управления на постоянный угол.
Отклоним какой-нибудь орган бокового управления экраноплана
(например, руль направления) на некоторый постоянный угол. В соответствии
127

с уравнениями (7.54) экраноплан в этом случае перейдет на режим уст
вившегося разворота с углом крена и скольжения, которые опредсг
следующими выражениями:
Yycr
_,6н В „,Р,„5"
ТПХ ТПу — ТП^ТПу
h
уп^тПу -m%mJ,)+—^-\ m^.m^y -m~ym\
Pvcx =
2ц V x y
\mxmy — mx myp w, тл/ —mr^m
\mlmz -mrrm
•x'"y
у
x-y
Ш
к
2ц V
•x'"y
2m *гРуст У'УСТ/
(7v
Аналогичным образом могут быть получены выражения для пара?/
ров установившихся разворотов при перекладке элеронов:
бэ В В бэ
Ууст
\n\m\ - m\myy)+ -^m^/wj -rofm^ J
5Э;
{mlmf-mfm^^
'уст
iHl
ffl, 8э 8э <о,
mr niy, — т.. от,,
)
mlm^, -тп^тп1
•x'"y
x"'y
Ш
ffly. ТПК, — ТП\.ТП
x-y
2ц V
% = ~^-Йру"+с^уст). (71;
Из вьфажений (7.55) и (7.56) следует, что при постоянной перекл*;
органов бокового управления экраноплан при полете вблизи экрана
дит на режим горизонтального установившегося разворота.
Это свойство является отличительной особенностью экранопла1
сравнении с самолетом, у которого, как известно, при постоянной перекл"
органов бокового управления возникает либо спиральное движение с п
рей высоты полета (перекладка руля направления), либо постоянное вр?
ние вокруг продольной оси (перекладка элеронов). Благодаря этому с
ству в значительной мере упрощается управление боковым движение
тем самым повышается безопасность маневрирования экраноплана в
зонтальной плоскости. Согласно (7.55) и (7.56), связь между параметр'
128

установившегося движения и управления линейная, поэтому удобно
рассматривать следующие значения производных:
Л.
da>y
<ffiu
при перекладке только
руля направления
d5.
db3
d<uy
db.
при перекладке только
элеронов
Эти производные называются показателями боковой статической
устойчивости. Знак этих производных характеризует наличие или отсутствие
у экраноплана управляемости в боковом движении.
Экраноплан, у которого на перекладку руля направления развивается
крен на тот же борт, скольжение внешним бортом и разворот в сторону
переложенного руля считается удовлетворяющим условиям нормального
пилотирования в боковом движении, что определяется следующими
неравенствами:
(7.57)
А<0;
При перекладке элеронов
^-<0;
^<0;
d5H
^ = 0;
db.
cfoy
dbH
dm у
—— >
с/6,
(7.58)
Неудовлетворение этим условиям считается недопустимым для
нормального пилотирования экраноплана.
Как следует из структуры выражений (7.58) и (7.54), знаки
производных управляемости зависят от соотношений аэродинамических
производных по параметрам бокового движения и управляющих органов.
Аэродинамические производные, в свою очередь, определяются компоновкой
экраноплана и органов управления, при проектировании которых
обеспечиваются условия нормального пилотирования в боковом движении.
При полете экраноплана на малых высотах сильно возрастает
стабилизирующее влияние экрана по углу крена. Это приводит к тому, что разворот
экраноплана под действием только одного органа управления происходит
не на предельных маневренных возможностях. Согласно уравнению (7.56),
угловая скорость разворота прямо пропорциональна создаваемым углам
крена и скольжения. При полете вблизи экрана эти параметры бокового
движения ограничены условиями касания боковыми шайбами поверхности
9 Зак. 194
129

воды. Максимальный угол крена определяется геометрически в зависимс
ти от высоты полета (рис. 115):
■zWut-H*)
= arcsin-
/2
(7.55
+ Н.
где /—размах крыла; Яцт—высота ЦТ; Я ш — высота боковой шайбы крь
Величина максимально допустимого угла скольжения устанавливае
ся обычно в виде ограничения, исходя из условий безопасности касания j
полете шайбой крыла о поверхность воды. Для существующих экраног
нов установлена величина ртах =5—7°.
2. Координированный разворот экраноплана с помощью одновремс
ного управления рулем направления и элеронами и достижения максима
но допустимых углов крена и скольжения.
Используя уравнения (7.55) и (7.56), потребные отклонения opi
управления при таком развороте определяем из выражений
А
>К"тах
«J-^m/
.6н
ЩУг
+ 1 m'Y —-r—m'y
2ц
-8э
Как следует из этих зависимостей, знак отклонения элеронов различ|
в зависимости от высоты полета: на малых высотах для достижения ув
требуется отклонение элеронов для создания дополнительного креняще
0,1 0.2 0.3 0,4 0,5
Рис. 115. Зависимость y=f(h) ЭП
130

момента, с увеличением высоты отклонение элеронов может менять знак для
парирования кренящего момента от руля направления. В этом заключается
особенность выполнения на экраноплане координированных разворотов.
3. Разворот экраноплана при отказе несимметричного двигателя, когда
возникает разворачивающий момент
"* у — *дв'дВ J
где РЛъ — изменение тяги отказавшего двигателя с учетом его
сопротивления на режиме авторотации после отказа; /дв — горизонтальное плечо
отказавшего двигателя относительно ЦТ.
Под действием этого момента экраноплан стремится развернуться и
накрениться в сторону отказавшего двигателя. Для парирования этой
тенденции пилоту необходимо отклонить руль направления и элероны.
Полагая в уравнениях оау = у - р = 0, получим выражения для потребных углов
перекладки органов бокового управления:
бэ
л -^возм
U
8э 8н _,8н йэ >
»,8н
К л ^boim . .
ТПХ ТПу — ГПХ Шу
Из расчетных зависимостей, приведенных в пп. 1—3, видно, что
парирование крена и скольжения производится перекладкой руля направления и
элеронов. Основную долю в парирующих моментах составляет руль
направления. Вдали от экрана, в отличие от экранных режимов, балансировка при
отказе двигателя аналогична самолетной: разворачивающий момент от
отказавшего двигателя может парироваться различными сочетаниями
отклонений органов бокового управления и углов крена и скольжения.
Вопросы боковой балансировки экраноплана при посадке с боковым
ветром из-за отсутствия ограничений по размерам и направлению взлетно-
посадочной полосы, как это характерно для посадки самолета, решаются
пилотом соответствующим выбором направления посадки, при котором
путевое скольжение, т. е. угол между диаметральной плоскостью
экраноплана и направлением его движения относительно поверхности воды, не
превышает установленных ограничений.
Особенности динамики бокового возмущенного движения
экраноплана
Боковое возмущенное движение экраноплана, как это следует из
уравнений (7.51), может быть представлено в виде движения системы с двумя
131

степенями свободы, обобщенными координатами которой являются углы
Vmy \ип\ тху ™у
крена и скольжения. Если коэффициенты ——>' ——>' ——> —— в
1у 1х 1х 1у
уравнениях (7.51), которые можно рассматривать как коэффициенты связи
между движениями по каждой обобщенной координате, положить
равными нулю, то система (7.51) распадется на два независимых друг от друга
уравнения, описывающих движение отдельных (парциальных) систем.
Движение полной системы обусловлено свойствами парциальных систем
и характером их взаимодействия через коэффициенты связи. Можно
представить такой случай, когда связь парциальных систем осуществляется
односторонне. Например, если
т
OX, f
у №
ГИТ~
в уравнениях (7.51) положить равными
•у 'У
нулю, то движение скольжения не будет зависеть от крена, а движение крена
будет формироваться как сумма собственного движения (как парциальной
системы) и движения, вызванного переходным процессом по углу скольжения.
В действительности полного отсутствия связей не наблюдается.
Поэтому представляет интерес вопрос о том, при каких соотношениях
аэродинамических коэффициентов, характеризующих парциальные системы и
коэффициенты связи, боковое движение экраноплана приближается к
отмеченным частным случаям, а при каких соотношениях необходимо
рассматривать боковое движение в полном виде.
В теоретической механике наиболее просто этот вопрос решается для
системы с двумя степенями свободы без трения. Поэтому для
качественного анализа свойств такового возмущенного движения экраноплана
рассмотрим систему уравнений (7.52) с опущенными слагаемыми,
пропорциональными у и р:
У--г-|я1у--г-Р|и?=0 •
P-f^P-fiiiJr-O. (7.62)
'у у
Характер движения такой системы зависит не только от величины
коэффициентов связи (т% и тРу ), но и от «связанности» этой системы,
которая характеризуется коэффициентом ст [10]. Для системы (7.62) этот
коэффициент записывается в виде
а = 2
"
1
ц
тх
{'*
' р
ТГГу
,1У
тпу
1у.
1х
х )
\
1
(7.63)
132

Малой связанности системы (7.62) соответствуют значения а«1. Из
выражения (7.63) вытекает, что условие малой связанности системы (7.62)
может быть выполнено при малых значениях коэффициентов связи т\ и
п№, а также при достаточно большой величине знаменателя М
( Р у^
представляющего собой разность парциальных частот. В тех же случаях,
когда ~г~ и -г~ близки друг к другу, величина а может быть больше даже
при малых значениях коэффициентов связи, и связанность системы (7.62)
будет также большая.
Каким образом может изменяться характер бокового возмущенного
движения экраноплана с изменением высоты полета над экраном,
поскольку, как отмечалось выше, из всех аэродинамических производных,
входящих в выражение (7.63), от этого параметра существенно зависят тух и туу
(при /г—>ао они стремятся к нулю), а остальные практически не зависят от
него?
Все режимы полета экраноплана по высоте можно разделить на три
диапазона:
— малые высоты, где боковое возмущенное движение есть сумма двух
независимых движений;
— переходные высоты, где движения крена и скольжения являются
результатом существенного взаимодействия между ними;
— внеэкранные высоты, где боковое движение экраноплана
фактически подобно движению самолета и представляется в виде суммы
апериодического движения крена, спирального и колебательного движений.
Проведенный качественный анализ характеристик бокового
возмущенного движения экраноплана основан на представлении уравнений с
опущенными слагаемыми, пропорциональными первым производным от Р и у.
Наличие демпфирования может изменить картину процесса. Однако в
диапазоне реальных характеристик известных аэродинамических компоновок
экранопланов наличие этих слагаемых не изменяет принципиально
характера зависимости свойств бокового возмущенного движения от высоты
полета.
Боковое возмущенное движение экраноплана на малых высотах полета
(где ст«1) характеризуется существенной естественной стабилизацией угла
крена, т. е. относительно большой величиной т\ . Движения крена и
скольжения на этих режимах полета могут происходить либо совершенно
независимо друг от друга (если все коэффициенты связи тху, туу, тл ту'
достаточно малы), либо связь между ними осуществляется односторонне.
Последнее, как правило, сводится к тому, что по скольжению экраноплан
движется независимо от крена, а по крену движение складывается из соб-
133

ственного (обычно быстро затухающего) и вынужденного, вызванного
движением по скольжению. Уравнения движения (7.52) с учетом
возмущающих моментов в данном случае сводятся к следующему приближенному
виду:
Р"-
/',. л-
У —У - - "'J " "V Т" V = Р + -/wvP + - А'»д- , (7.64)
где Д/w v и Дю,, — внешние возмущающие моменты.
Согласно этим уравнениям, переходный процесс по углу скольжения
возникает только тогда, когда есть внешнее возмущение в виде
разворачивающего момента Amv. По крену же переходный процесс может
возникнуть либо тогда, когда имеется внешнее возмущение в виде кренящего
момента, либо из-за переходного процесса по углу скольжения. При этом
характер переходного процесса по крену может быть различен в зависимости
от того, какого рода возмущения действуют на экраноплан. При действии
кренящего момента Атл. движение по скольжению не развивается
(р = р = р = 0), а крен экраноплана в соответствии с решением уравнения
системы (7.64) равен
у = Лехр| т^ —
Ц"'.1
2/,
/ + Б
(7.65)
где А и 8 связаны величиной Атх и начальными условиями по у и у . \
Как следует из (7.65), переходный процесс имеет колебательный
характер с затуханием, которое определяется величиной поперечного
демпфирования. Частота этих колебаний определяется, главным образом, величинЬй
степени естественной устойчивости по крену т\.
Когда возмущение вносится только разворачивающим моментом, угол
скольжения и его производная изменяются в соответствии с решением
первого уравнения системы \
Р = 5ехр-
/и„
А
sin
с?
,г
+ и-
/ + ф
134

p' = C'exp
и
2/.
t sin
"'у
2/,
+ м-
t + X
(7.66)
где В. С, ф и х определяются величиной Д'"у и начальными условиями
по р и р.
Переходный процесс по крену в этом случае определяется из второго
уравнения системы (7.64) при Awv=0 и состоит из собственных
затухающих колебаний и колебаний, вызванных переходным процессом по
скольжению с частотой и степенью затухания, определяемыми из (7.66).
Таким образом, боковое возмущенное движение экраноплана на
малых высотах полета имеет различный характер при действии различных
возмущений. Под действием только разворачивающего момента
экраноплан совершает движение как по скольжению, так и по крену; причем
последнее в вынужденном движении изменяется с теми же периодами и
степенью затухания, что скольжение. Под действием только кренящего момента
экраноплан совершает движение по крену, но уже с другим периодом и
степенью затухания. При этом изменение угла скольжения практически
отсутствует, а после затухания колебаний (при /»_Y = const) экраноплан выходит
на режим разворота с постоянным креном, величина которого
определяется соотношением
Yv.
Апи
уст
(7.67)
2ц
Поскольку, согласно (7.67), ууст обратно пропорциональна величине
т • - то с уменьшением высоты полета величина установившегося крена при
постоянном кренящем моменте уменьшается. Производную т\ в этом
диапазоне высот можно рассматривать как меру статической устойчивости
экраноплана по крену. Таким образом, при движении на малых высотах
боковое возмущенное движение экраноплана складывается из двух
независимых движений.
Переходные процессы по скольжению формируются независимо от
крена и возникают лишь в том случае, когда на экраноплан действует
разворачивающий момент в результате управляющего воздействия пилота рулем
направления или возмущения в виде бокового порыва ветра. Устойчивость
формы движения определена условиями:
— условие путевой статической устойчивости wf, < 0;
135

условие колебательной устойчивости движения по скольжение
2
Переходные процессы по крену формируются в виде суммы двух
движений:
— собственного колебательного движения с условиями устойчивости:
условие статической устойчивости по крену
J -
2ц
(7.68)
условие колебательной устойчивости
/и?'<0; (7.69)
— вынужденного колебательного движения, происходящего с
частотой и затуханием независимого движения по скольжению.
Боковое возмущенное движение на переходных высотах (а>1)
характеризуется ослабленной степенью статической устойчивости по крену и
сильным воздействием крена и скольжения. Для выяснения основных
особенностей бокового возмущенного движения экраноплана в этом диапазоне
высот удобно рассмотреть границу колебательной устойчивости в
плоскости характерных параметров: т'[ — как степень собственной
устойчивости по крену, и mf — основной коэффициент, определяющий связь крена и
скольжения, именуемый в динамике полета самолета степенью поперечной
устойчивости. Как известно, граница колебательной устойчивости может
быть получена из характеристического уравнения при условии k = i<a.
Из уравнения (7.64) получается система двух алгебраических
уравнений относительно двух выбранных неизвестных. В нашем случае, приняв
за неизвестные
И'»д
И'И,
, решения такой системы приведем к виду
ц/и
= -ОТ +
Vv
В У wv /
М^—Ц ' —
Ы,
^
Ц< пф
ц/я*
\хт[
( в^
■> т\.
<а~ + ц—^-
V
v^
(О" + Ц-
(I), Ы (О, (,)
. (7.70)
136

Эти выражения являются уравнениями границы колебательной
устойчивости в параметрическом виде. Можно показать [10], что эта граница при
обычных знаках производных всегда имеет экстремум типа «максимум».
По существу, эта граница показывает, какими предельными значениями т%
может обладать экраноплан при заданных значениях т\. Сравнивая
фактическое значение производной nftv с ее предельным значением, снятым с
границы колебательной устойчивости, видим, что колебательная
устойчивость будет обеспечена, если
\П1
el<
1ГГ
(7.71)
С учетом того, что с изменением высоты полета меняется только
значение производной т\, а производная /«Р остается постоянной, линия
фигуративных точек, т. е. точек с координатами т\ и т\, которыми фактически
обладает экраноплан на разных высотах полета, будет представлять собой
горизонтальную линию.
Отсюда следует, что взаимное расположение линии фигуративных
точек и границы колебательной устойчивости определяет характер
изменения свойств бокового возмущенного движения экраноплана в зависимости
от высоты полета. Очевидно, что в диапазоне переходных высот
существенная связанность движений крена и скольжения проявляется в увеличении
колебательности экраноплана, а при определенных условиях может
существовать диапазон высот, где экраноплан оказывается колебательно
неустойчивым.
В этой связи интересно выяснить, при каких условиях и
характеристиках экраноплана его колебательная устойчивость обеспечивается во всем
диапазоне высот. Очевидно, что условием боковой колебательной
устойчивости экраноплана является неравенство
ue<
/»р
(7.72)
где т^ — фактическое значение степени поперечной устойчивости
экраноплана; '»Л к — ордината экстремума границы колебательной
устойчивости. Видно, что обеспечить колебательную устойчивость экраноплана
тем легче, чем меньше степень ее поперечной устойчивости.
Влияние остальных аэродинамических характеристик проявляется в
зависимости от положения экстремума границы колебательной
устойчивости. Из результатов расчета значений '"Л при вариации боковых
аэродинамических характеристик (рис. 116) видно, что благоприятное влияние на
боковую колебательную устойчивость оказывает увеличение путевой
устойчивости mР:, поперечного и путевого демпфирования m™v и /wj0' ,
уменьшение этих производных по абсолютной величине.
137

■1,0
-0,5
'.v экстр
-0,8 -0,6 -0,4
,0
lx экстр
Рис. 116. Кривые зависимостей производной '"г от вращательных
производных
Таковы основные особенности динамики бокового движения
экраноплана на переходных высотах полета.
На высотах полета, где влияние экрана отсутствует ( ml = т\ = 0),
боковое движение экраноплана практически не отличается от аналогичного
движения самолета.
На рис. 117, 118 приведены материалы натурных испытаний
экраноплана пр. «Орленок» в части устойчивости его полета вблизи экрана и
сравнение с проектными данными, полученными на основании результатов
модельных испытаний в аэродинамической трубе:
/нг=/(8в); бв=/(Г); Э; мг; И: Г = /(бв) ,
А.
= /(/;); у; cot; p.- oV Г=/(бн)
Видно, что согласование проектных данных с результатами натурных
испытаний удовлетворительно.
138

Натурные
испытания
Математическое
моделирование
о.:
Касание
10 t, С
Рис. 117. Переходные процессы продольного возмущенного движения
ЭП «Орленок» после им пульса-дач и рулем высоты
dy/dS
0.2-
_____ Расчет
—-Натурные
испытания
0,1-
Рис. 118. Зависимость производной dy dbH от высоты полета
ЭП «Орленок»
139

7.3. Маневренность экраноплана
В связи с ограниченным диапазоном высот экранного полета из всего
многообразия возможных маневров экранопланом в вертикальной и
горизонтальной плоскостях практически используются только два вида: в
вертикальной плоскости — маневр по изменению скорости экраноплана и в
горизонтальной — маневр по изменению направления полета.
Маневр по изменению скорости полета
Эффективность этого маневра характеризуется величиной
коэффициента продольной перегрузки экраноплана пх :
"*=7f, (7.73)
где Fx — сумма проекций внешних сил на скоростную ось Ох; G — масса
экраноплана.
Для прямолинейного горизонтального полета
,2
Fx = P-X = P-cx^-S , (7.|)
где Р — проекция тяги силовой установки на направление движения
экраноплана; X— сопротивление экраноплана. ■
РУ2
Масса экраноплана G = Y = су-—S .
В результате можно записать
oV2 i
P-r £__ С JK
n x 2 S_j; 1 . (7.#)
°y 2 S
v СУ ii
где p — располагаемая тяговооруженность экраноплана; к = — аэ!
динамическое качество экраноплана.
Величины возможных продольных перегрузок экраноплана нахо;
в пределах от пх , что соответствует значению Р = О, до ".tmtx , что соЦ
ветствует значению Р = Ртах. Это можно записать в виде
Лпах-£Г*лх^ •
Л
140

Для расчета возможных маневров экраноплана по изменению
скорости полета производится расчет «Xmin и пХти для различных постоянных
относительных высот экранного полета и масс экраноплана. По
результатам этого расчета строятся графики зависимости пх = f(v) для постоянных
значений Л, т и 53 для случаев разгона и торможения экраноплана.
Дистанция и время разгона экраноплана, связанные с маневром
изменения скорости экранного полета, для Л = const определяются из
соответствующих уравнений продольного движения экраноплана
dV
т— = Р-Х;
dt
G = Y;
1 dV P-X
-g-d7=—=n*- O.ii)
A. dV
Из (7.77) можно записать а = ~^~ . (7.78)
В результате время и дистанцию разгона экраноплана от минимальной
скорости Vmin до крейсерской скорости Укр можно определить по
формулам
Ик1
"fdv
Kmin
Lp = \vdt.
(7.79)
Уравнения (7.79) решаются методом численного интегрирования.
Результаты расчетов строятся в виде графиков изменения параметров полета
экраноплана по времени при разгоне от ^тш до Укр для постоянных
значений И, т и 8, (рис. 119, а).
Параметры торможения экраноплана рассчитываются по формулам
Kmin .
Ккр х
-I
'vdt.
(7.80)
141

a)
б)
Рис. 119. Характер изменения параметров полета ЭП:
а - при разгоне; б - при торможении
Результаты расчетов по этим формулам строятся в виде графиков
нения параметров полета экраноплана по времени при торможении от
до Vmin для постоянных значений h, т и 5, (рис. 119,6).
Маневр по изменению направления полета
Эффективность этого маневра характеризуется величиной возмоя
коэффициента боковой перегрузки экраноплана
F,
где Fz — сумма проекций аэродинамических сил экраноплана на осщ
скоростной системы координат.
При изменении направления полета, соответствующем развороту экрг
лана в горизонтальной плоскости (аналогично виражу самолета), когда
вая перегрузка создается только за счет угла крена экраноплана (рис. 120,
Fz = ysiny; G = /cosy. (7.Ц)
142
i

Тогда выражение для п2 запишется в виде
/»z=tgy. (7.83).
Таким образом, коэффициент боковой перегрузки экраноплана для этого
случая полностью определяется углом крена, с которым экраноплан
совершает разворот.
В случае, если боковая перегрузка экраноплана создается не только
углом крена у, но и углом скольжения Р (рис. 120, б) выражения для Fz и
G, входящие в формулу для коэффициента боковой перегрузки,
запишутся в виде
Fz = Ksiny + ZcosPcosy;
G = 7cosy + Zsinycosp.
Тогда получим следующее выражение для nz:
П =
Jffi+fojcosp
(7.84)
(7.85)
Расчет боковых перегрузок п2 для различных способов разворота
экраноплана производится по вышеприведенным формулам для постоянных
значений л, 6Н, у, G. Радиус и время установившегося разворота
экраноплана на 180° определяются по известным формулам аэродинамики
самолета [11, 12]
а)
—J*
^у" F. - >'sinv
Zcosficosy
Рис. 120. Схема сил, действующих на ЭП при развороте в горизонтальной
плоскости: а — с креном; б — с креном и скольжением
143

Результаты расчета по этим формулам строятся в виде графиков
зависимости радиуса и времени разворота экраноплана от перекладки руля
направления для постоянных значений И, у. G и Vили в другой форме.
Поскольку наиболее эффективным параметром, влияющим на радиус
разворота экраноплана, является угол крена (с его увеличением
уменьшается радиус разворота), необходимость снижения радиуса разворота
экраноплана связана с увеличением угла крена, а значит и высоты экранного поле-
га. Результаты расчетов маневренности экраноплана по изложенной
методике удовлетворительно согласуются с данными его натурных испытаний.
7.4. Мореходность экраноплана
Мореходность является одним из важнейших качеств экраноплана как
морского судна. Она характеризует способность экраноплана находиться
на плаву в дрейфе и движении, осуществлять взлет, полет и посадку в
условиях воздействия ветроволновых возмущений. В отличие от
гидросамолетов, для которых пребывание в воде является эпизодическим, морские эк-
ранопланы приспособлены к длительному плаванию в морских условиях,
так как разработка экранопланов ведется с учетом требований высокой
мореходности. Опыт создания российских морских экранопланов позволяет
утверждать, что для экраноплана найдены принципиально новые
технические решения в улучшении мореходности. К ним относится, в первую
очередь, поддув газодинамическими струями двигателей под крыло и
гидролыжное устройство. Реализация этих технических решений на экранопла-
нах «Орленок» и «Лунь» [10] подтверждает их эффективность в
обеспечении мореходных качеств и обеспечивает использование экранопланов без
каких-либо ограничений при волнении моря с высотами волн 3 %
обеспеченности до 2,5 и более метров. В российской практике экранопланострое-
ния, как и в судостроении вообще, за комплексный критерий оценки
мореходности экранопланов принята высота волн 3 % обеспеченности, при
которой экраноплан может использоваться по прямому назначению без
ограничений по курсу и скорости хода. С достаточной степенью точности
предельно допустимая высота волн 3% обеспеченности (/?,.. ), при которой
гарантирована безопасность движения экраноплана в условиях воздействия
ветра и волн, может быть оценена по эмпирической формуле [10]
/ц. = 0.133G'0,5, м, для G < 700 т. (7. 87)
Рассмотрим характерные особенности поведения экраноплана на
волнении в различных режимах движения.
144

Плавание
В режиме плавания экраноплан движется с малыми скоростями (до 30 —
40 км/ч), при этом на его корпус в основном действуют силы
гидростатической природы. Поведение экраноплана на волнении в режиме плавания
характеризуется теми же параметрами, что и обычного судна —
параметрами качки, незаливаемости, ходкости, управляемости.
Параметры качки экраноплана существенно зависят от
геометрических размеров крыла, его положения относительно водной поверхности,
наличия концевых и промежуточных шайб и их размеров, наличия и
положения выдвижных устройств (гидролыжи). Низкое положение крыла и его
контакт с водой обеспечивают, благодаря демпфирующим свойствам крыла
и шайб, незначительные поперечные угловые колебания экраноплана, что и
определяет хорошие, с точки зрения воздействия на организм человека и
его работоспособность, параметры качки. На рис. 121 приведены
результирующие размахи поперечных (2Лф), продольных (2Л7) и вертикальных
(2Л/,) колебаний 0,5 % обеспеченности экраноплана «Лунь» в зависимости
от степени волнения моря и курсового угла (vj/) к направлению движения
фронта волн, а на рис. 122 показаны максимальные значения размахов
качки в зависимости от степени волнения моря [10]. Из приведенных данных
видно, что при волнении моря 5 баллов (he =2,5 м) размахи по угловым
колебаниям экраноплана не превышают 12° по крену, 9° по дифференту и
2 м по вертикальным перемещениям. Максимальные величины
вертикальных перемещений и дифферента характеризуют также заливаемость и заб-
рызгиваемость таких жизненно важных частей экраноплана, как
воздухозаборники двигателей, остекление ходовой рубки и т. п.
Видно, что гидродинамическое сопротивление движению
экраноплана X^f(V) (рис. 123) [10] интенсивно растет с увеличением скорости хода до
30—40 км/ч на тихой воде / и до 60 км/ч в условиях волнения 2 до 5 баллов
включительно. Дальнейшее увеличение скорости хода сопровождается
некоторым уменьшением сопротивления. При этом образуется характерный
для экранопланов пик («горб») сопротивления. Увеличение волнения до
5 баллов незначительно, максимум до 15—16 %, приводит к увеличению
сопротивления на скоростях хода до 30 км/ч, что характерно для корпусов с
большим удлинением {LIB > 8—10).
Отсутствие эффективных водяных рулей на экраноплане вынуждает
использовать в режиме плавания для маневрирования двигатели путем их
разной загрузки по бортам —«разнотяг». При этом величина
управляющего момента, а следовательно, и величина диаметра циркуляции
существенно зависят от степени загрузки двигателей левого и правого бортов и
количества работающих двигателей. Расчеты показывают, что наименьший диа-
10 Зак. 194
145

3 lw, м
R.7K,
Рис. 121. Размахи качки ЭП в зависимости от волнения моря
и курсового угла к направлению движения волн
146

12 3 4 5 Баллы
Рис. 122. Максимальные размахи качки ЭП в зависимости
от волнения моря
метр циркуляции экраноплана в режиме плавания в условиях волнения моря
до 5 баллов при силе ветра до 6 баллов не будет превосходить 1,5—2,0 длин
корпуса. На рис. 124 приведена зависимость момента внешних сил,
действующих на экраноплан при ходе с различными курсовыми углами к
направлению движения фронта волн и ветра. Видно, что наибольпшй момент
для удержания курса в этих условиях соответствует курсовым углам 120 —
140° по направлению к бегу волн и ветру. Это объясняется тем, что центр
парусности экраноплана из-за развитого вертикального оперения, площадь
которого составляет -20% от площади крыла, значительно смещен от
миделя в корму.
Разбег
Российские экранопланы осуществляют разбег с использованием
эффекта поддува под крыло. Поддув обеспечивает уже на небольших
скоростях хода создание больших аэрогазодинамических сил на несущем крыле
экраноплана. Их действие приводит:
— к подъему носовой оконечности экраноплана относительно водной
поверхности, что благоприятно сказывается на уменьшении вероятности
заливания и забрызгивания жизненно важных частей корпуса экраноплана
(воздухозаборники, остекление и т. п.);
147

Х.Р, м
i
м
60-
50-
40-
30-
20-
10-
4 x NOM
i / У1
■>
4хО,85Л'СШ /
4x0.7/VaW /J
4х().6ЛШ/
4x0.5.VCM/ У
/ 2x0,8 5,VOW
// 2x()7 .VOM
X^ 2х(),6Л:ОЛ/
// 2xQ,5.\'OM
40
60
Рис. 123. Кривые гидродинамического сопротивления ЭП
на тихой воде 1 и волнении 2:
NOM — номинальный режим работы одного двигателя
— к существенному снижению вертикальных, продольных и
поперечных колебаний экраноплана в процессе его разбега в сравнении с
аналогичными параметрами качки в режиме плавания. Характер изменения
вертикальных и поперечных колебаний при разбеге показан на рис. 125. Видно,
что по мере увеличения скорости хода амплитуды колебаний экраноплана
существенно уменьшаются.
Особый интерес представляет характер изменения гидродинамических
сил, в частности, сопротивления движению экраноплана при разбеге. На
рис. 126 показан старт экраноплана «Лунь» [10] в условиях тихой воды и
волнения моря до 5 баллов с использованием поддува. Кривая сопротивле-
148

0,85 NOM
Рис. 124. Диаграмма управляемости ЭП при движении на волнении до 5 баллов:
1—2 балла; 2—3 балла; 3—4 балла
Рис. 125. Размахи колебаний ЭП по высоте (а) и дифференту (б) при взлете с
поддувом на волнении Къу = 2,5 м
149

Рис. 126. Кривая сопротивления ЭП при взлете с тихой воды и взволнованного
моря (Къ% = 0,75 и 2,5 м) с поддувом
ния движению имеет два характерных пика («горба») сопротивления,
величины которых определяют потребную энерговооруженность экраноплана,
его запас по тяге и в целом мореходность по возможности взлета в условиях
действия ветроволновых возмущений. Для исключения затяжного взлета
на предельном волнении необходимо, чтобы запас по тяге составлял не
менее 5 % от суммарного тягового усилия, создаваемого энергетической
установкой на скорости, соответствующей «горбу» сопротивления.
Полет
Мореходность экраноплана в режиме полета определяет его
способность к устойчивому и безопасному движению над взволнованной
поверхностью моря. Мореходность в режиме полета обеспечивается выбором бе-
150

зопасной высоты движения над водной поверхностью из условия
исключения воздействия волн на корпус и его части на прямом курсе, а также при
маневрировании. Ветроволновые возмущения вызывают
амплитудно-частотный характер изменения параметров движения экраноплана.
Опыт проектирования экранопланов показывает, что безопасность
движения вблизи взволнованной поверхности моря может быть обеспечена:
— выбором оптимальных параметров аэродинамической компоновки,
обеспечивающих самостабилизацию экраноплана по высоте, величина
которой обеспечивает безопасность движения;
— использованием систем автоматического демпфирования и
стабилизации движения экраноплана по крену, дифференту, высоте и курсовому
углу;
— комбинацией приведенных выше способов.
Практически за критерий безопасности полета экраноплана в условиях
волнения моря может быть принято неравенство [10]
тахЛА < Я = 0,5 + 0,2Аво s% [M], (7. 87)
где Ah — амплитуда вертикальных перемещений экраноплана от
воздействия ветроволновых возмущений и реакции экраноплана от действия
органами управления; Н — высота полета экраноплана над вершинами волн
высотой 0,5 % обеспеченности (K0SK ).
Посадка
Перед посадкой экраноплана предусматривается выпуск
гидролыжного устройства и частичный поддув под крыло. Гидролыжное устройство
экраноплана как средство механизации при посадке предназначается для
воспринятия ударных нагрузок от воздействия волн, передачи их на корпус,
уменьшения скорости начала контакта корпуса и его частей с водой,
уменьшения дистанции и времени пробега, демпфирования колебаний по крену,
дифференту и высоте. Характер изменения гидродинамических сил (сил
сопротивления движению) и тяги экраноплана при посадке с поддувом
показан на рис. 127.
Влияние поддува и гидролыжного устройства на амплитуды
вертикальных и угловых колебаний экраноплана по дифференту при посадке
показано на рис. 128 в диапазоне волнения моря 0—5 баллов. Применение
гидролыжи в сочетании с поддувом интенсивностью до 0,75 Ртах уменьшает в
1,3—1,6 раза вертикальные колебания и в 1,5—2,5 раза — угловые
колебания экраноплана в диапазоне скоростей хода от 220 до 120 км/ч.
Работа амортизированной гидролыжи при посадке экраноплана
«Орленок» на различном волнении показана на рис. 129. Амплитуда колебаний
151

!'■ t
X. т
50
0.5 Pm
1—
100
150
200
250
(<p = 5°)
V, км/ч
100 150 200
V, км/ч
Рис. 127. Кривые зависимости сопротивления ЭП от скорости движения при
торможении для разных интенсивностей поддува Р
152

1.5-
0.5
100
[50
200
Г км/ч
б)
2 Л
1.0-
0.5-
100
150
200
V . км-'ч
Рис. 128. Максимальные размахи вертикальных (а) и угловых (б) колебаний ЭП
по дифференту при посадке на морскую волну
( Ь„ =1,6—1,9 м, X =32 м): 1—h = 0, Р=0; 2—h = 2,0 м. Р=0;
-> /"о ' ' • ' ГЛ ' ' ГЛ '
3—Лг = 0, Р=Рта :4—Л = 2,0 м, Р=0,7Р
гл ' max гл ' ' шах
153

Ав3%=0,5л<
Нв3%=15м
V, км/ч
Касание у
воды
гидролыжей \ Положение гидролыжи по задатчику 1 ,
Рис. 129. Характеристики работы амортизированной гидролыжи
ЭП при посадке
гидролыжи от воздействия волн на предельном для данного экрано
волнении достигает практически максимальной величины ее выпуска,
этом усилия передаются на корпус через гидроцилиндры и резинокор,
амортизаторы по периметру соприкосновения гидролыжи с корпусом,
личина нагрузки, воспринимаемой амортизационным устройством г;
лыжи, существенно зависит от давления в гидроцилиндрах и методики
154

a)
50
100 150 200 250 к. км."
б)
50 ''. кмч
Рис. 130. Максимальные размахи колебаний ЭП по дифференту (а) и крену (б)
при движении на морском волнении (Агл =2,0 м, Кг% =2,5 м)
2л;;,а\
rpa.i с
4.0 |у
2.0
50
100
150 200
250
I . км/ч
Рис. 131. Максимальные амплитуды угловой скорости колебаний ЭП по
дифференту при движении на амортизированной гидролыже на морском волнении
(Агл=2,0м, Авз%=2,5м)
155

равления экранопланом. Для увеличения нагрузки на гидролыжу и
снижения нагрузки на крыло уменьшается до 0° угол отклонения закрылков
крыла с началом касания воды гидролыжей. При этом обеспечивается
сокращение времени работы гидролыжи в крайнем опущенном положении,
быстрое .уменьшение скорости хода и времени пробега при посадке
экраноплана на воду.
Рассмотрев максимальные размахи колебаний по крену, дифференту и
угловой скорости экраноплана при движении на гидролыже в зависимости
от курсового угла к направлению бега волн (рис. 130, 131) видим, что
наиболее благоприятными для движения экраноплана в условиях волнения моря
являются курсовые углы \j/-»0°.
В диапазоне скоростей хода от 280 до 80 км/ч при ц/=0° и hei% = 2,5 м
максимальные размахи угловых колебаний экраноплана при выпущенной
на 2,0 м гидролыже существенно меньше, чем при \|/= 45—135° и
составляют по дифференту 2Аф = 2,5°, по крену 2Ау = 4,5°, по угловой скорости
2АШг = 2,5 град/с.
Испытания и опыт эксплуатации морских экранопланов
подтверждают, что наилучшими курсовыми углами для взлета и посадки являются углы
от — 20 до +20° к вектору, противоположному направлению бега волн и
ветра, т. е. навстречу волне и ветру. Ц

ГЛАВА 8
КОНСТРУКЦИЯ И ПРОЧНОСТЬ ЭКРАНОПЛАНА
Одной из основных задач при создании экраноплана является
разработка его конструктивно-силовой схемы, в которой должны обеспечиваться:
— минимальная масса конструкции агрегатов и экраноплана в целом;
— оптимальное сочетание размеров силовых элементов конструкции и
полезных объемов, используемых для размещения целевой нагрузки,
экипажа, оборудования, силовой установки;
— учет требований эксплуатационной и производственной
технологичности;
— необходимая жесткость конструкции с учетом динамической нагрузки
и средств демпфирования в целях статической и динамической
устойчивости конструкции в полете;
— получение требуемого ресурса и безопасности при локальных
усталостных разрушениях.
Экранопланы, как и современные летательные аппараты, отличаются
высокой энергонасыщенностью, многообразием компоновочных решений,
большой плотностью размещения оборудования и систем.
С другой стороны, экранопланы, эксплуатирующиеся на границе двух
сред (воды и воздуха), имеют сложный спектр интенсивного нагружения в
условиях неблагоприятного коррозионного воздействия.
Все это выдвигает весьма высокие требования по проектированию
корпусных конструкций, обеспечению их прочности, ресурса и надежности при
обеспечении повышенных требований по весовой отдаче экраноплана.
8.1. Конструкционные материалы
Особое внимание при проектировании экраноплана должно быть
уделено выбору конструкционных материалов, которые в значительной мере
157

определяют возможности оптимизации не только конструкций, но и э
ноплана в целом. Конструкционные материалы оказывают существе
влияние на тактико-технические и экономические характеристики экра
ланов: полезную нагрузку, мореходные и ходовые качества, надежное
ресурс конструкции, ее технологичность и ремонтопригодность, пожар
зопасность, стоимость постройки и эксплуатации. Требования к мате
лам, используемым в качестве основных несущих элементов, являются
ма жесткими в силу высокой нагруженности конструкций, эксплуатс
щихся в агрессивной морской среде, а также в связи с большой повторя
стью сложного поля нагрузок различной физической природы:
гидродинамических, вибрационных, акустических и т. д.
В качестве конструкционных материалов для экранопланов реко:
дуется применять алюминиевые и титановые сплавы, высокопрочные
ржавеющие стали, пластмассы и другие композиционные структуры,
ножесткостные характеристики ряда материалов приведены в табл. 6л
Большая часть конструкций корпуса, крыльев и оперения изготавл
ся из алюминиево-магниевого сплава 1561, обладающего относительйГ
высокими значениями пределов текучести и прочности, но имеющего ~ч
шую пластичность, свариваемость и коррозионную стойкость. В целях
нейшей оптимизации конструкций и повышения их весовой отдачи не
димо применять более высокопрочные свариваемые алюминиевые спл
пределом текучести около 30 кгс/мм и пределом прочности более 40 ki
Высокопрочные алюминиевые сплавы системы «алюминий-цин:
ний» типа К48-2пчТ1 применяются для палуб, выгородок и тонкосте
силовых конструкций в клепаном исполнении. Эти сплавы обладают
шей пластичностью и повышенной склонностью к концентрации на
ний, в связи с чем они требуют более высокой культуры произвол
эксплуатации.
Сплавы системы «алюминий-медь» типа Д16 хорошо зарекоменД
себя в авиации. Они имеют приемлемые прочностные и ресурсные ха
ристики, технологичны в производстве и ремонте, но отличаются пон
ной коррозионной стойкостью, а также склонностью к межкристалл'
коррозии. Применение их в труднодоступных, влажных зонах нежел
но. Однако следует отметить, что опыт применения сплава Д16АТ н
экранопланах (500-тонном КМ и самоходной модели СМ-6 с взлети
сом 25 т) показал, что при соответствующей системе регламентных
этот сплав может обеспечить достаточно длительный срок эксплуа
экраноплана.
Нержавеющие стали типа 12Х18Н10Т применяются в основно-'
пилонных конструкций, предназначенных для установки главных дв
лей. К этим конструкциям предъявляются повышенные требования
158

Таблица 6
Материал

Алюминиевые
сплавы
1561
1985 чт
Д16АТ
К48-2ПЧ
Стали
I2X18H10
ЗОХГС
ВНС-2

Титановые
сплавы
ВТЗ-1
ВТ-6
Механические свойства
сгИ1, •
вр
кгс/
мм*
34
42
43,5
44
54
ПО
105
110
100
а0.2-
кгс/
мм*
18
26
28
35
24
85
95
85
80
б.%
15
13
11
9
38
10
10
10-16
10-15
ЕЮ6,
кгс/
мм*
0,7
0,7
0,7
0,72
2,0
2,1
1,9
1,15
1,13
Предел выносливости при
изгибе образца при
симметричном цикле на базе 2-107
циклов
Образец
с
надрезом
<У"|,
кгс/мм2
5
6,5
8
10
—
22
47
—
-
Гладкий
образец
кгс/мм2
12
13
14
15
21
48
55
48
45
Сварное

соединение
СТСВ'
кгс/мм2
6
7
—
_
9,5
—
34
—
Удельная

плотность
у. г/см3
2,64
2,69
2,77
2,77
7,9
7,9
7,76
4,5
4,5

Пластический
резерв
а0.2
1,9
1,6
1,5
1,3
2,2
1,4
1,1
1,3
1,3

Критерий

выносливости
0.2
0,67
0,50
0,50
0,43
0,88
0,56
0,58
0,56
0,56

Удельная

прочность
^вр/У-
км
12,9
15,6
15,7
15,9
6,8
13,9
13,5
24,4
22,2
Удельный
прочно-
жесткостный
коэффициент
|Е(0,65овр+ ,
км
169
188
186
196
118
185
179
240
228

On
О
Продолжение табл. 6
Материал

Композиты
Бороалю-
миний
ВКА-16
Углеалю-
миний
KAC-IA

Стеклопластик:

однонаправленный
Механические свойства
кгс/
ММ"
90
130
55
ст0,2-
кгс/
мм2
-
—
43**
^^^^
6.%
-
—
<1
ЕЮ"6,
кгс/
мм2
2,0
1,17
0,27
^^и*
Предел выносливости при
изгибе образца при
симметричном цикле на базе 2-107
циклов
Образец с
надрезом
о_,,
кгс/мм2
-
—
-
fc^-a,^.^..

Гладкий
образец
кгс/мм"
-
—
-
^ё£шт
Сварное

соединение
стсв<
кгс/мм"
2,7
4,5
-
ййа*&*й^
Удельная

плотность
у. г/см'*
-
—
1,6

Пластический
резерв
^вр7
°0,2
-
1,3
-.• ::ii— -'■

Критерий

выносливости
а_,/
ст0.2
-
—

Удельная

прочность
<*вр/У'
км
-
34,4
Удельный
прочно-
жесгкосгный
коэффициент
|Е(0.65авр + _, _
)| + 0.35ст02) Т
км
-
231

Окончание табл. 6
Материал

Углепластик:

однонаправленный
кваз и
изотропны и*
Механические свойства
авр-
кгс/
мм2
85
45
а0.2 '
кгс/
мм2
"7 у***
4| ***
6. %
< 1
<1
ЕЮ-",
кгс/
мм2
1,2
0,63
Предел выносливости при
изгибе образца при
симметричном цикле на базе 2- К)7
циклов
Образец с
надрезом
<т_,,
кгс/мм"
-

Гладкий
образец
кгс/мм"
-
Сварное

соединение
асв-
кгс/мм2
-
Удельная

плотность
у. г/см1
1,5
1,5
I l.iaci и-
ческий
резерв
ст0,2
1,1
1,1
Крше-
рий

выносливости
а_,/
С0,2
-

Удельная

прочность
<*в,Л-
км
56,7
30
Удельный
прочно-
жесткое iiit.iii
коэффициент
^|+0.35a(l2) У
км
662
349
* Квазиизотропный с направлением волокон основы 0°/±45° /90°.
** Предел прочности на сжатие.
Предел текучести взят 0,91 ствр.

жаростойкости и безопасности при восприятии больших динамическ
грузок. Высокопрочные стали типа ЗОХГСА используются для силов*
ментов крепления двигателей, гидроприводов, узлов соединений го;
тального оперения, килей и других агрегатов.
Титановые сплавы имеют достаточно широкие перспективы для.
нения в конструкциях экранопланов, но пока еще они используются
для изготовления отдельных силовых элементов.
В конце XX в. в транспортной технике значительное развитие п1
ли различного рода композиционные структуры, что открывает npi
ально новые возможности как для конструирования, так и для техн
производства экранопланов. К таким структурам относятся стекло
ки, углепластики, бороалюминий, углеалюминий и др. Применение
зиционных материалов, кроме повышения собственно прочностных
теристик, позволяет обеспечить целенаправленную анизотропию
адекватную действующим полям напряжений, что дает возможное!
мально использовать работоспособность материала. Отличителы
бенности композиционных материалов по сравнению с металлами
чаются в следующем:
— механические свойства значительно отличаются по направле
связи с чем прочность и жесткость можно менять в нужном напрг
для воспринятая нагрузок;
— технологически детали из композитных материалов обычн
тавливаются на форме (или внутри формы), т. е. формуются, дета
металла получаются штамповкой, литьем, ковкой, мехобработкой и
— развитие повреждений распространяется вдоль слоев интенс
чем по глубине (в направлении толщины).
При использовании композиционных материалов весовая отдг
струкций может быть повышена на 30 % и более (особенно в констр)
работающих на сжатие).
Одним из перспективных направлений применения высоко1
композиционных структур является использование их в качестве по.
ляющих элементов в узлах соединения традиционных силовых koi
ций с целью обеспечения равнопрочности целому сечению. Экспеж
тальные исследования натурных отсеков крыльв ряда экранопланс
твердили эффективность таких подкреплений.
Следует отметить, что в производстве композиты отличаются^
сложной и тонкой технологией, поэтому целесообразность их прим
в каждом конкретном случае должна оцениваться не только с технич
но и с экономических позиций, с учетом цен на композиты и трудое»
изготовления таких конструкций. Известно, что существенного ы
стоимости конструкций из композитов можно добиться путем мае'
162

изготовления их в специализированных и хорошо автоматизированных
производствах, т.е. при серийной постройке.
В каждом конкретном случае, применяя в конструкциях
композиционные материалы, следует учитывать как их преимущества по сравнению с
металлами, так и недостатки.
Преимуществами композитов являются:
— высокая коррозионная стойкость;
— высокий показатель удельной прочности а /у;
— возможность ориентировать волокна по направлению действия силы;
— стойкость к усталостным повреждениям;
— возможность получения сложных объемных форм с высоким
качеством поверхности;
— радиопрозрачность.
Недостатками композитов по сравнению с металлами являются:
— высокая стоимость исходных материалов (при отсутствии
массового применения);
— ухудшение свойств в условиях высокой влажности и температуры;
— малое поглощение энергии и низкая ударная вязкость;
— сложные методы контроля качества соединения волокон с матрицей
(основой).
Положительные качества, получаемые от применения композиционных
материалов в конструкциях экранопланов, позволяют считать их одним из
наиболее перспективных направлений совершенствования корпусных
конструкций экранопланов.
Перспективным является также использование в качестве
конструкционного материала (особенно для малых экранопланов) трехслойных листов-
панелей, состоящих из несущих слоев углепластика или стеклопластика и
сверхлегкого наполнителя между ними (сотовых пакетов, пенопласта,
объемно-волокнистого материала типа «Carbon» и т. п.). Такие листы-панели
обладают высокой жесткостью и прочностью как на растяжение, так и на изгиб и
устойчивостью при сжатии, в то же время имеют малую массу 1 м2
поверхности. Применение таких панелей вместо металлических на малых экрано-
планах «Акваглайд-5» позволило снизить массу обшивки корпуса и крыла на
10—12 %, а килей и гибкого ограждения — на 20—30 %.
Выбору конструкционных материалов предшествует многосторонний
анализ возможностей оптимального удовлетворения тактико-техническим
характеристикам и условиям эксплуатации экраноплана. При этом одна из
главных задача заключается в получении максимальной весовой отдачи
конструкции, обеспечении требуемого ее ресурса, приемлемых
технико-экономических показателей в производстве и эксплуатации. К наиболее важным
прочностным показателям следует отнести стандартные механические свой-
163

ства, пластический резерв, удельную прочность, выносливость при вдзре-
менных нагрузках и трещиностойкость.
Пластический резерв оценивается отношением предела прочности к
пределу текучести сгвр/а02 и определяет диапазон работоспособности
материала в упругопластической зоне, а также способность конструкции
перераспределять и выравнивать опасные экстремальные напряжения,
возникающие в отдельных зонах.
Локальная перенапряженность обычно характерна для сложных
нерегулярных конструкций, имеющих различного рода концентраторы
напряжений. Целесообразно при этом выдерживать условие овр/ а02 > 1,4—
1,5. При меньших значениях этого показателя необходимо предъявлять
повышенные требования по обеспечению плавности перехода силовых
связей, исключению концентраторов напряжений и качеству изготовления
конструкций. Для композиционных материалов этот показатель может не
рассматриваться в связи с принципиальными отличиями в процессах
деформирования (по сравнению со сплавами).
Удельная прочность при растяжении, сжатии и срезе обычно
оценивается как отношение соответствующих показателей прочности к удельному
весу (орасг/у; оСж/у.' ^ср/у), при изгибе У°"зу и кручении
Установлено, что для экранопланов примерно 35 % силовых
конструкций работают в зоне опасных напряжений растяжения, а для 65 %
опасными являются напряжения сжатия. Исходя из этого и с учетом принятых
расчетных норм удельная прочность может быть представлена в виде
уП = 22_ «Е. [KM] (81)
Целесообразно ввести комплексный прочножесткостный показатель,
представляющий собой произведение
УП-Е (0,65а02 + 0,35а ]е
——= — — [км2], (£.2)
который в сопоставимой с удельной прочностью размерности может (ргсь
^(0,6500 2 + 0,350^
записан в виде Щ
[км]. ее.з)
164

Этот параметр для экранопланов должен быть не менее 1,7-102 км.
Выносливость конструкционных материалов при переменных нагрузках—
характеристика, от которой зависит ресурс и надежность экраноплана в целом.
Некоторые характеристики выносливости приведены на рис. 132 и 133.
Универсальная характеристика трещиностойкости материала —
коэффициент интенсивности напряжений в основании трещины при условиях
плоской деформации, являющийся физической константой данного
материала и определяющий начало стремительного развития трещины, которая
до этого момента прогрессировала медленно (см. табл. 6).
В целом же можно привести следующий перечень основных
показателей, которые должны рассматриваться при выборе конструкционных
материалов (в зависимости от назначения экраноплана):
1) удельная прочность;
2) ресурс;
3) трещиностойкость;
4) коррозионная стойкость;
5) вибродемпфирующая способность;
6) стоимость материала;
К48-2пчТ
50 а кг/мм2
Рис. 132. Предел прочности алюминиевых сплавов на базе 107 циклов
в зависимости от уровня прочности
165

Сварные
соединения
Рис. 133. Усталостная прочность сварных и клепаных соединений
из алюминиевых сплавов
7) технологичность и стоимость переработки материала в проиЗШ-
стве;
8) возможность использования малоотходной технологии;
9) ремонтоспособность в эксплуатации;
10) стабильность свойств во времени;
11) термостойкость и пожаробезопасность;
12) наличие отечественной сырьевой базы для компонентов ма:
ла;
13) безопасность и экологическая чистота материала в произвол*
эксплуатации, в том числе и отсутствие вредных для здоровья челове:
делений;
14) степень радиолокационной заметности конструкций из да:
материала;
15) магнитные свойства;
16) пулевая и осколочная стойкость (входные и выходные отвер]
должны быть минимальной площади);
17) влияние радиации.
166

8.2. Особенности конструкции планера экраноплана
Конструкция планера экраноплана (рис. 134) имеет в своем составе
классические авиационные элементы и силовые схемы, однако отличается
большим своеобразием и рядом принципиально новых решений.
Прежде всего это относится к методу соединения конструкций из алю-
миниево-магниевых сплавов. Самоходные модели российских экранопла-
нов 60-х гг. в основном были клепаными. При создании 500-тонного
экраноплана КМ и 120-тонного транспортно-десантного экраноплана «Орленок»
более 60% конструкций были выполнены в цельносварном исполнении. На
400-тонном экраноплане «Лунь» уже более 90% конструкций были
цельносварными (только тонкостенные конструкции палубы, вспомогательных
выгородок, концов стабилизатора выполнены с помощью клепки). Это
решение по тому времени было уникальным, так как впервые (в том числе и
для летательных аппаратов) была создана цельносварная конструкция
экраноплана. Это стало возможным благодаря применению сваривающегося,
коррозионностойкого и пластичного сплава 1561, способного при высоких
уровнях напряжений безопасно перераспределять потоки усилий на менее
нагруженные конструкции. Следует отметить, что применение сварных
конструкций из легких сплавов потребовало проведения большого
комплекса экспериментальных исследований.
Особенностью конструкций экранопланов является и применение для
агрегатов планера многолонжеронных силовых схем, обеспечивающих
восприятие значительных перерезыващих сил (особенно в корневых сечениях)
и определенный резерв прочности конструкций в экстремальных условиях
эксплуатации экраноплана. Многолонжеронная конструкция обладает тем
преимуществом, что ее разрушение при предельных нагрузках обычно не
приводит к катастрофическим последствиям для экраноплана (к отрыву и
потере несущих плоскостей).
На экранопланах в зависимости от аэрогидродинамической
компоновки могут применяться нетрадиционные силовые схемы соединения
агрегатов между собой (корпуса с крылом, киля с корпусом, стабилизатора с
килем). Классической схемой соединения корпуса с крылом, примененной на
экраноплане «Лунь» (см. рис. 134), является использование центроплана,
встроенного в корпус. Применяются и другие схемы.
Центроплан и консольная часть крыла экраноплана не имеют у борта
эксплуатационного разъема, как, например, у самолета. В целях
обеспечения необходимой податливости и снятия концентраций напряжений
соединения центроплана с корпусом выполняются обычно на высокопрочных
болтах. Среди наиболее важных отличительных особенностей конструкций
экранопланов следует отметить также широкое применение монолитных,
167

Рис. 134. Конструкция планера и схемы соединений корпуса с крылом ЭП:
1 — корпус; 2 — крыло; 3 — палуба; 4 — центроплан; 5 — ЛАУ
цельнопрессованных панелей, объем использования которых на
российских экранопланах достигает 80 % от общей поверхности аппарата.
Схема крепления крыла, примененная на экраноплане КМ в начале
60-х гг., и в настоящее время рассматривается специалистами как одно из
перспективных решений для этого наиболее ответственного узла экрано-
планной конструкции.
При создании конструкций экранопланов был также использован
положительный опыт проектирования и эксплуатации судов на подводных
168

крыльях. В целом же конструкции экранопланов представляют собой
синтез оригинальных решений, основанных на многолетних поисковых проек-
тно-конструкторских разработках и научно-экспериментальных
исследованиях.
8.3. Особенности расчета экраноплана на прочность
При расчете на прочность экраноплана, который является скоростным
судном с летными режимами, используются соответствующие
теоретические и экспериментальные методы, разработанные в судостроении и
самолетостроении.
Внешние нагрузки
Для рационального выбора конструктивно-силовой схемы и
обеспечения прочности агрегатов экраноплана выполняется анализ его нагруженно-
сти в различных эксплуатационных условиях.
При движении экраноплана в воде максимальные нагрузки
соответствуют режимам взлета и посадки в условиях заданного для данного экраноплана
максимального волнения. Эти нагрузки определяются расчетом по
результатам испытаний упругих динамически подобных моделей экраноплана.
Местные ударные давления на корпус и гидролыжу определяются в
соответствии с нормами прочности для гидросамолетов [10,11].
Основными расчетными случаями при взлете и посадке при
проектировании экранопланов выбираются: удар в редан, удар в гидролыжу,
несимметричный удар в редан, удары в носовую и кормовую оконечности
корпуса. Указанные случаи нагружения базируются на следующих допущениях:
— действующие силы имеют статический характер;
— корпус рассматривается как твердое тело с переменной массой по
длине.
В отличие от расчетов внешних нагрузок гидросамолетов для
экраноплана в формулу для расчета эксплуатационной перегрузки в центре удара
вводятся коэффициенты kfi определенные по результатам испытаний
моделей:
п;а=с&(82 + У15), (8.4)
где ct — эмпирические коэффициенты, учитывающие параметры
волнения, массу корпуса, размеры и конфигурацию днища корпуса в районе
удара; V— посадочная скорость.
Определение внешних нагрузок на корпус с учетом норм прочности
гидросамолетов имеет ряд особенностей, вызванных тем, что:
169

— нормы прочности гидросамолетов соответствуют их малой в ср||.
нении с экранопланом взлетной массе; ф
— аэрогидродинамические компоновки экраноплана и гидросамолета
имеют существенные отличия; #
— на экранопланах, в отличие от гидросамолетов, применяются
специальные устройства для улучшения характеристик взлета и посадки
(поддув, гидролыжа);
— динамичность нагружения конструкций экраноплана и
гидросамолета различна.
Испытания экраноплана КМ и упругоподобных моделей показали, что
динамичность нагружения достигает значительных величин и составляет
для режима посадки на корпусе 25 %, крыле — 30 %, киле — 90 %,
стабилизаторе — 80 %. Первоначально динамичность воздействия нагрузок
учитывалась введением в величину нагрузки коэффициента динамичности
кд =1,2, а в дальнейшем производился динамический расчет общей
прочности, т.е. расчет прочности корпуса как упругой балки переменной
жесткости и массы, колеблющейся по определенным законам. Это позволило
учесть перераспределение изгибающих моментов по длине корпуса и
увеличение их в оконечностях по сравнению с моментами, полученными из
статического расчета. В настоящее время учет динамики воздействия
нагрузок производится на основании испытаний упругоподобных моделей,
результаты которых закладываются непосредственно в расчет внешних
нагрузок. При этом принимаются следующие случаи нагружения:
— случай НД — антисимметричное силовое воздействие на хвостовую
часть корпуса (изгиб корпуса в горизонтальной плоскости и кручение); £
— случай Е' — симметричное силовое воздействие на корпус (йе-
региб корпуса);
— случай Е"м — симметричное силовое воздействие на корпус
(прогиб) с учетом тяги двигателей;
— гидродинамический удар в крыло;
— инерционный изгиб крыла (изгиб вниз);
— комбинированные случаи нагружения при одновременном
воздействии нагрузок в горизонтальной и вертикальной плоскостях. '
В общем случае внешние нагрузки при взлете и посадке зависят от
высоты волны, длины волны, курсового угла волн по отношению к курсу
экраноплана, вертикальной и горизонтальной составляющих скорости хода,
массыхэкраноплана, усилий страгивания штоков цилиндров амортизаторов
гидролыжи, выпуска гидролыжи. Пересчет изгибающих моментов с
моделей на натуру производится при помощи коэффициентов пересчета,
учитывающих несоответствие масс натуры и модели, распределение масс по
длине и колебаний агрегатов, входящих в корпус планера.
170

Расчет внешних нагрузок на экраноплан и его агрегаты при полете
вблизи экрана производится в соответствии с нормами прочности самолетов [13]
с использованием данных по аэродинамическим характеристикам экрано-
плана, полученным продувками в аэродинамических трубах в присутствии
экрана (или зеркальным методом).
При расчете максимальных нагрузок рассматриваются условия полета
экраноплана при максимальных для него ветроволновых возмущениях.
Прочность
Расчеты статической прочности экраноплана, связанные с режимом его
движения на воде, выполняются по методу, принятому в судостроении, по
допускаемым напряжениям с последующей проверкой прочности по
предельному изгибающему моменту.
Расчеты для взлета, посадки и движения вблизи экрана выполняются
по предельному состоянию от разрушающих нагрузок с использованием
соответствующих методов, разработанных для самолетов, гидросамолетов
и экранопланов.
При расчетах прочности по разрушающим нагрузкам запасы
прочности закладываются в коэффициентах безопасности, величины которых для
различных случаев эксплуатации экранопланов изменяются в пределах от
1,5 до 2,0.
При проверке прочности расчетные напряжения сравниваются с
разрушающими, определенными для силовых связей, а расчетные моменты
сравниваются с разрушающими моментами.
Основным режимом движения экранопланов является полет вблизи
экрана. Расчеты прочности экраноплана на этом режиме имеют
специфические особенности в сравнении с расчетами прочности быстроходных
судов и базируются на авиационных методах. Прочность отдельных узлов
экраноплана проверяется на стендах путем проведения статических
испытаний. Для расчета прочности и проведения статических испытаний
выбираются наиболее тяжелые условия нагружения экраноплана в целом и его
агрегатов. Эти режимы называют случаями нагружения.
Расчетная нагрузка Рр определяется по формуле
"»,=#, (8.5)
где я, — эксплуатационная нагрузка, определяемая расчетом или на
основании продувок модели экраноплана в аэродинамической трубе; /—
коэффициент безопасности. Для режима полета коэффициент безопасности
принимается в соответствии с правилами расчета самолетов [13] /=1,5.
171

В соответствии с авиационными требованиями конструкция экрано-
плана должна выдерживать расчетные нагрузки без разрушения в течение
не менее Зев экстремальных условиях эксплуатации.
Для расчетов на прочность установлены следующие максимальные
скорости полета:
а) вахтах — максимальная скорость, преднамеренное повышение
которой не допускается. Этой скорости соответствует скоростной напор
oV2
_ _ У тахтах . /•$> ^\
У тахтах — ~ > \°'")
б) ^тах — максимальная скорость в полете. Значения данных
скоростей определяются проектантом, исходя из требований ТТЗ к экраноплану, и
согласовываются с заказчиком. Для экранопланов рекомендуется принимать
вахтах =^пах+50 [км/ч]. (8.7)
Проверка прочности в полетных случаях нагружения производится для
следующих масс экраноплана: $
тв%1 — расчетной взлетной массы, соответствующей массе экраноплайа
в начале разбега, при которой достигается дальность полета,
установленная ТТЗ на проектирование экраноплана; $
/и_2о- "Mo- w-60' m-95 —расчетной взлетной массы за вычетом:
40, 60 и 95 % массы топлива;
ттс — расчетной посадочной массы экраноплана;
"Vc.n.p. — предельно допустимой посадочной массы, которая устг
ливается проектантом и согласовывается с заказчиком.
В процессе эксплуатации экраноплан испытывает различные пе|
грузки.
Нормальные перегрузки в ЦТ экраноплана:
путлх(°) — максимальная эксплуатационная маневренная перегруз
пЭутт(°) — минимальная эксплуатационная маневренная перегруз
"ялах Г6) — максимальная эксплуатационная перегрузка в неспо]
hqm воздухе;
•ft
i3ymm(°) — минимальная эксплуатационная перегрузка в неспоко1
воздухе — определяются следующим образом.
При отсутствии требований в ТТЗ принимаются Щ
т
172 I

где N-^22,5 — статистический коэффициент; аит* — коэффициенты,
определяемые по эмпирическим формулам в зависимости от массы экраноп-
лана; c = aq0-5. Минимальная эксплуатационная маневренная перегрузка
"^(^ = 0,5^9(^=2,3; (8.9)
наименьшее значение л^щ(<?;/> 1,0.
Значения
«Jn-xW-n^+A»»; ; (81°)
«iatoV> = "},*-*»} , («-И)
где Пу1А —нормальная перегрузка при горизонтальном полете (пэу »1,0);
aVW
А"у = 0'5ксу^ • <8Л2>
где W — скорость вертикального порыва ветра; к = Ъ,Щ-е~)Хх;
X = 15cypHg(G/s)~] ; Р„—плотность воздуха на высоте Н; g=9,81 м/с.
Проверочные расчеты прочности корпусных конструкций экранопла-
на для полетных режимов выполняются по предельному состоянию с
использованием методов, принятых в самолетостроении [11,13]. Они
подразделяются на расчеты общей и местной прочности.
Проверка общей прочности заключается в сопоставлении значений
расчетных и разрушающих напряжений в конструкции. Разрушающие
напряжения определяются как для зон растяжения, так и для зон сжатия
применительно к основным силовым связям конструкции. Проверка местной
прочности заключается в определении расчетных напряжений от расчетных
нагрузок и сопоставлении их с разрушающими напряжениями.
В расчетах прочности приняты следующие значения разрушающих
напряжений:
— при растяжении
Тразр = *1*2*кр , (8-13)
где кх — коэффициент, учитывающий неравнопрочность сварных
соединений в сравнении с целым металлом для свариваемых соединений
или потерю площади сечений за счет отверстий под болты и заклепки
для несвариваемых соединений (для перспективного материала и
металла К48-2ичБТ £=0,9); к2 — коэффициент, учитывающий концентрацию
напряжений в районе отверстий под болты и заклепки при состоянии,
близком к предельному (для перспективного материала £,=1,0, для
К48-2пчБТ1 к=0,94);
173

— при сжатии:
а) если пластина не теряет устойчивости:
тразр = "'"тразр »
б) если пластина теряет устойчивость, то определяются
дополнительные растягивающие напряжения из неравенства
тдиагр — тразр \°-*т)
по формуле
*днагр = ^трасч — ткр » (.*>• w/
где трасч —расчетные касательные напряжения; ткр —критические
напряжения пластин при сдвиге.
Значения разрушающих напряжений приведены в табл. 7
Таблица 7
Характеристика, кгс/мм2
Предельная прочность авр
Предельная текучесть а02
Предельные напряжения при сжатии
"еж
Разрушающие нормальные
напряжения при сжатии ара*р
Разрушающие касательные
напряжения при срезе и кручении т^р
Сплав К48-2пч
лист
44,0
35,0
38,5
37,0
22,0
профиль
44,0
35,0
42,0
37,0
22,0
панель ,
44,0
35,0 ,
42,0'f
37,0
22,0 >;
1
В связи с широким применением для изготовления экранопланов шщ-
тичных материалов, имеющих относительно низкое значение предела Teigr-
чести и большие запасы прочности в упругопластической зоне, вводится
дополнительный критерий при проверке прочности по нормальным и
касательным напряжениям: напряжения от эксплуатационных нагрузок не дс$-
жны превышать предел текучести материала, чем гарантируется отсутств|ре
накопления остаточных деформаций. ^
Ресурс конструкции
В основу оценки ресурса конструкции планера экраноплана принята
авиационная методология. В настоящее время наиболее распространенны-
174

ми подходами для обеспечения ресурса различных конструкций экранопла-
на являются:
— эксплуатация по «техническому состоянию»;
— обеспечение «безопасного ресурса»;
— обеспечение «эксплуатационной живучести».
При первом подходе ресурс конструкции не назначается, а
продолжительность эксплуатации ставится в зависимость от состояния конструкции,
определяемого по результатам периодических осмотров в процессе
эксплуатации. Срок службы в этом случае зависит от правильного учета совокупного
воздействия факторов. Этот подход применяется к конструкциям днища, лыжи,
подвергающимся достаточно часто силовым и другим видам воздействия в
различных режимах движения, а также к конструкциям закрылков,
поворотных козырьков и других узлов, работа которых еще недостаточно глубоко
изучена.
Второй подход применяется к элементам конструкции, появление
трещин в которых приводит к «мгновенному» разрушению всей конструкции
или к нарушению водонепроницаемости, и сводится к такому ограничению
продолжительности эксплуатации, при котором возникновение трещин
практически исключается. К таким элементам конструкции относятся: силовые
элементы конструкций с большими концентраторами, панели днища и
нижней плоскости крыла, несущие детали подвесок органов управления,
проводок управления и др.
Третий подход применяется к таким конструкциям, которые, будучи
повреждены усталостной трещиной, сохраняют достаточную прочность и
обеспечивают безопасность при соблюдении определенного регламента
осмотров.
Обеспечение ресурса конструкций экраноплана при использовании
последних двух подходов предполагает выполнение большого количества
расчетных и экспериментальных работ по оценке долговечности,
соблюдение определенных требований по обеспечению повышенной живучести и
контролеспособности.
Статические испытания
Стремление проектанта к повышению весовой отдачи, т. е. к
увеличению полезной нагрузки, требует знания предельной несущей способности
конструкций корпуса экраноплана и его агрегатов. Фактическую прочность
конструкций корпуса с учетом практики самолетостроения определяют
путем проведения комплекса различного вида натурных статических
испытаний. Необходимость натурных статиспытаний диктуется следующими
соображениями:
175

а) методики расчетов напряженно-деформированного состояния,
изменяемые при проектировании, еще недостаточно точны; Щ
б) нормирование при проектировании экранопланов осуществляется в
соответствии с авиационной методологией, сущность которой заключаемся
в выявлении излишних запасов прочности и слабых мест в конструкции в
обеспечение рационального перераспределения в ней масс;
в) правильность выбранной технологии, качество сборки и соединейря
деталей, узлов и конструкций с точки зрения прочности можно проверръ
лишь на такого рода испытаниях. :|
В связи с этим статические испытания рассматриваются как
неотъемлемая часть технологического цикла создания экранопланов. :р,
Статические испытания проводятся на специальных силонагружаюЩих
стендах, которые создаются под каждый конкретный проект экраноплава.
Нагружение корпуса осуществляется путем статического приложения
усилий, имитирующих реальные силовые воздействия на экраноплан. Анализ
результатов испытаний включает: |
— сравнение расчетного напряженно-деформированного состояния щ-
регатов экраноплана с результатами тензометрии по характерным
сечениям;
— заключение о прочности агрегата, соединения, узла и т. п.;
— рекомендации по подкреплениям агрегатов, не имеющих норма|
ной прочности.
Прочность конструкции экраноплана считается достаточной, если|
статиспытаниях она выдержала нагрузку не менее 100 % от расчетной,
мально спроектированными можно считать конструкции, вьдержавшис
статиспытаниях 100—105 % расчетной нагрузки. При нагрузке менее
от расчетной не должно быть местных разрушений, которые при эксшц
ции экраноплана могут привести к его общему разрушению. При натр}
< 67 % от расчетной не должно быть остаточных деформаций. По резух
там анализа разрушений конструкции в процессе проведения статна
ний делаются выводы о прочности конструкции и о необходимости вщ
ния в нее конструктивных изменений.

ГЛАВА 9
ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ УСТАНОВКИ
ЭКРАНОПЛАНОВ
9.1. Особенности выбора энергетических
установок экранопланов
Экранопланы являются высокоскоростными судами, поэтому вполне
логично, что на настоящем этапе их создания наибольшее применение на
них получили энергетические установки на базе авиационных двигателей
(турбовинтовых, турбореактивных, винтовентиляторных). На экраноплане
двигатели работают в специфических условиях, отличных от условий
работы на самолетах. Так, на взлетно-посадочных режимах движения и при
плавании на волнении воздухозаборники двигателей подвергаются
интенсивному забрызгиванию, а при движении по грунту — воздействию твердых
частиц песка и пыли. В связи с этим, а также в целях обеспечения
надежности и требуемого ресурса авиационные двигатели должны быть
доработаны (конвертированы) применительно к условиям работы на экраноплане.
Российский опыт показывает, что доработке должна подвергаться часть
оборудования двигателя, системы управления им и узлы крепления.
Наиболее сложной оказалась доработка той части оборудования двигателя,
которая подвергается воздействию морской водовоздушной среды. Последняя,
воздействуя на детали проточных частей компрессора и турбины, вызывает
«горячую» коррозию и эрозию основных рабочих элементов двигателей и
отложения на них кристаллизирующихся солевых осадков, что значительно
изменяет аэродинамические характеристики компрессора, ухудшает
параметры двигателя в целом и сокращает сроки его службы.
При решении проблем конвертирования наилучшие результаты
получены от внедрения следующих мероприятий: установки специальных сепа-
12 Зак. 194
177

раторов воздуха, замены материала отдельных узлов на более коррозионно
стойкие, применения защитных покрытий на лопатках компрессора и
турбины, промывки и консервации проточной части двигателя. Хорошие
результаты получены от использования ингибиторов коррозии, вводимых в
качестве добавок в топливо и масло, а также комплексонов для уменьшения
солеотложения в проточной части двигателя.
Основные требования к энергетической установке экраноплана
принципиально те же, что и для самолета [13]: обеспечение требуемых тяговых
характеристик при наименьшем удельном расходе топлива, наименьший
удельный вес, надежность и приемлемая стоимость.
Исходными для оценки потребной тяги и выбора состава
энергетических установок экраноплана являются кривая сопротивления экраноплана
на режимах взлета и крейсерского (экранного) полета (рис. 135).
9.2. Критерии выбора маршевой и стартовой
энергетических установок экраноплана
Энергетическая установка должна обеспечивать разбег экраноплана до
скорости отрыва его от воды, крейсерский полет вблизи экрана, выход
экраноплана на сушу и движение по ней (для амфибийных экранопланов).
Рис. 135. Характер изменения сопротивления движению ЭП по скорости
178

Различают два типа энергетической установки экраноплана маршевую и
стартовую.
Маршевая силовая установка. Состав и мощность (тяга) маршевых
двигателей выбирается, исходя из условия обеспечения крейсерской скорости
полета экраноплана. По данным аэродинамического качества экраноплана
на крейсерской скорости, определяется потребная суммарная тяга
маршевой силовой установки. При этом учитывается ее экономичность и мало-
шумность. К числу приемлемых для экраноплана силовых установок
относятся турбовинтовые, турбовентиляторные и турбовинтовентиляторные
двигатели.
Стартовая силовая установка. Потребная взлетная тяга экраноплана
существенно превышает потребную тягу на крейсерском режиме полета.
Как отмечено в гл. 5, для взлета экраноплана используется поддув струй
двигателей под крыло экраноплана.
Стартовая силовая установка создает не только динамическую
воздушную подушку под крылом, но и тягу для поступательного движения
экраноплана. Состав и мощность стартовой силовой установки выбирается из
условия создания совместно с маршевыми двигателями суммарной тяги,
обеспечивающей преодоление сопротивления движению до отрыва
экраноплана от воды и заданное ускорение на разбеге. После отрыва
экраноплана от воды стартовые двигатели либо постепенно выводятся из работы, либо
некоторые из них продолжают работать на более низких тяговых режимах,
например в случаях движения экраноплана на волнении. Суммарная
потребная тяга маршевых и стартовых двигателей определяется по
аэрогидродинамическому качеству экраноплана при наибольшем взлетном весе и на
максимальном расчетном волнении.
В практике проектирования экраноплана при выборе состава
энергетической установки исходят из наличия существующих реальных двигателей,
принимая их количество, исходя из данных по потребной тяге.
При формировании энергетической установки экраноплана имеют
место два принципиальных подхода.
Первый подход, когда поддув при взлете экраноплана обеспечивает одна
группа двигателей (стартовая), а полет вблизи экрана—другая (маршевая).
Такая энергетическая установка получила название раздельной. По этому
принципу сформирована энергетическая установка экраноплана «Орленок»
(см. рис. 54,76, а). В такой энергетической установке в носовой части
экраноплана, впереди несущего крыла, размещаются стартовые (поддувные)
двигатели. Их тип и количество выбираются, исходя из требующейся
поддув ной тяги для обеспечения разбега экраноплана с заданным ускорением.
Маршевые двигатели устанавливаются, как правило, на вертикальном
или горизонтальном оперении экраноплана. Они обеспечивают крейсерс-
179

кий полет экраноплана вблизи экрана с заданной скоростью. Такая схема
энергетической установки обеспечивает экраноплану высокую
экономическую эффективность. Взлет экраноплана осуществляется при совместной
работе стартовой и маршевой силовых установок. После взлета стартовая
силовая установка полностью или частично выводится из работы.
Второй подход, когда энергетическая установка выполняется единой,
т. е. разбег экраноплана и крейсерский полет вблизи экрана обеспечивает
одна и та же группа двигателей. По этому принципу выполнена
энергетическая установка экраноплана «Лунь» (см. рис. 55, 76, б). Такая
энергетическая установка обеспечивает повышение мореходности экраноплана.
9.3. Особенности проектирования энергетических установок
экраноплана
Применяемые методы проектирования энергетических установок
экраноплана близки к тем, которые используют при проектировании
энергетических установок гидросамолетов. На основании технического задания
на проектирование определяется полная масса экраноплана (см. гл. 11). На
этой стадии принимается компромиссное решение, удовлетворяющее
требованиям аэрогидродинамики, мореходности и экономической
эффективности экраноплана. Примером различного подхода к выбору
аэродинамической компоновки экраноплана и состава энергетической установки
являются экранопланы «Орленок» и «Лунь».
При создании экраноплана «Орленок» ставилась задача обеспечения
ему высоких стартово-посадочных характеристик, дальности полета и ам-
фибийности. В связи с этим он имеет раздельную энергетическую
установку и высокоэкономичный маршевый двигатель. Экраноплан «Лунь» по
своему назначению должен обладать повышенной мореходностью. В связи с
этим он имеет единую энергетическую установку.
В табл. 8 показано распределение масс по статьям нагрузки
энергетической установки экранопланов «Орленок» и «Лунь», а также отношение
массы конструкции к взлетной массе экраноплана (m/niQ ). При этом
удельная масса энергетической установки (отношение ее массы к суммарной тяге
двигателей m,v/Pz ) составляет: для экраноплана «Орленок» — 0,050; для
экраноплана «Лунь» — 0,075 кг/Н тяги.
Масса полного запаса топлива экраноплана определяется из условия
обеспечения заданной дальности полета экраноплана при фиксированном
значении скорости и высоты полета, при массе экраноплана,
соответствующей половинному расходу топлива (в судостроении соответствует
нормальному водоизмещению судна). Массу топлива можно оценить по
выражению
180

Таблица 8
Статья нагрузки
Энергетическая
установка
Главные двигатели
Оборудование
энергетической
установки
ЭП "Орленок"
Г/«0= 140 т)
т,, т
18,8
4,6
4,2
/и, ////0 . %
13,4
10,4
9,8
ЭП "Лунь"
( щ = 400 т)
111,. Т
47,2
41,6
63,0
ш,/ш0 , %
11,8
10,4
15,8
/Hr = Uc^I/K, (9.1)
где сР — удельный расход топлива двигателей в полете; Рс — среднее
значение тяги, потребной для движения экраноплана массой т = т0— 0,5тг ;
L— дальность полета; V— скорость полета.
9.4. Характеристики двигателей
В связи с высокими (авиационными) скоростями экранопланов на них
получили исключительное применение турбореактивные (ТРД),
турбовинтовые (ТВД) и двухконтурные (ДТРД) двигатели, основные
характеристики которых приведены в табл. 9.
Таблица 9
Марка
двигателя
АИ-25
НК-8-4
НК-87
(НК-86)
АИ-20К
НК-
I2MA
Тяга Рс, тс
Удельный
расход
топлива
Ср,
кг/(кгс-ч)
при
0
1,5
10,5
13,5
4,5
16,5
0,8
0,55
0,86
0,37
0,63
Тяга Рс. тс
Удельный
расход
топлива
кг'(кгсч)
скорости экраноплана,
400
0,95
8,0
8.0
4,3
12,0
0,59
0,54
0.55
0,24
0,28
Тяга Рс, тс
км/ч
Удельный
расход
топлива
сР.
кг/(кгсч)
500
0,82
5,8
6,7
3,6
10,0
0,49
0,49
0,52
0,57
0.17
181

Турбореактивные двигатели (рис. 136, а). Потенциальная энергия
продуктов сгорания, приобретенная в процессе предварительного сжатия
воздуха в компрессоре ТРД и последующего подвода тепла в процессе
сгорания топлива, частично используется на привод компрессора и навешенных
на двигатель агрегатов. Потенциальная энергия, оставшаяся
неиспользованной в турбине, преобразуется в кинетическую энергию в реактивном
сопле в процессе расширения газов. В результате достигается ускорение
потока газов, определяющее высокую скорость истечения их из двигателя,
и тем самым — создание реактивной тяги.
В качестве главных двигателей на больших экранопланах нашли
применение ТРД с осевыми компрессорами. Это вызвано тем, что осевые
компрессоры по сравнению с центробежными позволяют получить более
высокую степень повышения давления воздуха, большие секундные расходы
воздуха, а следовательно, и тяги.
Сила тяги, создаваемая ТРД на дозвуковых скоростях полета, мало
меняется в зависимости от скорости полета. Поэтому тяговая мощность ТРД
8
Рис. 136. Схемы двигателей: а — ТРД; б — ДТРД;
7 — компрессор низкого давления (КНД); 2 — компрессор высокого давления
(КВД); 3 — камера сгорания; 4 — турбина КВД;
5 — турбина КНД; 6 — сопло первого контура: 7 — разделительный
корпус; 8 — сопло второго контура
182

возрастает примерно пропорционально скорости полета (тяговая мощность
поршневых двигателей практически не меняется от скорости полета).
Увеличение тяги двигателей путем увеличения скорости газов на
выходе из двигателя (форсаж) широкого применения на экранопланах не
получило. Использование форсажных двигателей может быть оправдано,
например, для осуществления старта экраноплана с большим ускорением для
максимального сокращения длины разбега до взлета. Форсаж достигается
за счет дополнительного сжигания топлива в специальных выходных
устройствах, называемых форсажными камерами. Когда нет необходимости в
увеличении тяги, то газы из двигателя проходят через форсажную камеру,
как через выхлопную удлинительную трубу.
Турбореактивные двигатели, как, впрочем, и двигатели других типов, с
точки зрения применения их в качестве силовых установок экранопланов,
оцениваются и сравниваются по ряду параметров: тяге, удельной массе,
удельной лобовой тяге и т. д. [16].
Удельная тяга, т. е. отношение тяги к секундному весовому расходу
воздуха через двигатель, характеризует относительные размеры и массу
двигателя. На удельную тягу двигателя существенно влияет температура газов
на входе в турбину. Чем она выше, тем при прочих равных условиях больше
удельная тяга и меньше габариты двигателя. Современные ТРД работают
при температурах перед турбиной, достигающих 1200 °С и более при
удельной тяге до 690 Нс/кг.
Удельный расход топлива, т. е. отношение часового расхода топлива к
тяге двигателя, характеризует двигатель с точки зрения экономичности.
Удельный расход топлива у маршевых двигателей экранопланов достигает
0,02 — 0,05 кг/Н тяги.
Удельная лобовая тяга, т. е. отношение тяги двигателя при работе на
стопе к максимальной площади поперечного сечения (лобовой площади),
характеризует аэродинамическое сопротивление силовой установки,
размещаемой вне корпуса экраноплана. Чем удельная лобовая тяга больше, тем
меньше аэродинамическое сопротивление, создаваемое силовой
установкой. Максимальный диаметр двигателя, величина которого влияет на
величину аэродинамического качества экраноплана и его продольную
устойчивость, существенно зависит от степени двухконтурности и стартовой тяги
двигателя.
В первом приближении диаметр ТРД в метрах можно определить по
формуле
DaB=(0A+0t04m^\jP0-\(r3 . (9.2)
Лобовая тяга двигателей, применяемых на экранопланах, находится в
диапазоне от 21,5-103 до 68,7-103 Н/м2.
183

Турбовинтовые двигатели. Эти двигатели состоят в основном из тех
же элементов, что и турбореактивные. Конструктивным отличием ТВД
является наличие редуктора и воздушного винта. Необходимость в редукторе
объясняется тем, что современные воздушные винты ТВД эффективно
работают при частоте вращения 1000—1500 об/мин, а частота вращения
силовой турбины (например, у двигателя НК-12МА) составляет не менее
8000 об/мин. Тяга такого двигателя создается в основном за счет
воздушного винта и в малой степени (10—12 %) — за счет реакции струй выходящих
из сопла газов. ТВД экономически более выгодны по сравнению с ТРД в
диапазоне скоростей 800—900 км/ч, когда эффективны воздушные винты.
Удельный расход топлива ТВД находится в пределах 0,020—0,027 кг
топлива/ Н тяги. Однако по сравнению с ТРД конструкция ТВД несколько
сложнее. Более сложна и его система автоматического регулирования,
поскольку требуется регулировать углы установки лопастей воздушного винта в
зависимости от условий и режима полета. Такого типа двигатель применен
в качестве маршевого на экраноплане «Орленок» (НК-12МА).
К достоинствам ТВД относятся:
— возможность получения большой мощности в одном агрегате при
высокой экономичности;
— возможность торможения воздушными винтами, что сокращает
пробег экраноплана после посадки.
Недостатками ТВД являются большой удельный вес, меньшая
надежность из-за наличия воздушного винта и ограниченная возможность его
компоновки на экраноплане.
Турбовентиляторные (двухконтурные) реактивные двигатели. На
смену ТРД пришли двухконтурные турбовентиляторные и турбовинто-
вентиляторные двигатели. Широкое использование как в авиации, так и
в экранопланостроении ДТРД объясняется тем, что в них удачно
сочетаются скоростные возможности ТРД с высокой экономичностью ТВД. У
двухконтурных двигателей кроме обычного (внутреннего) воздушного
канала имеется еще второй (наружный) контур. Через наружный канал
проходит воздух, нагнетаемый компрессором низкого давления или
вентилятором. Внутренний контур называют первым, а внешний — вторым
контуром (рис. 136, б).
Двухконтурные двигатели характеризуются степенью двухконтурнос-
ти, выражающей отношение количества воздуха, проходящего через
второй контур, к количеству воздуха, проходящего через первый:
m = GjGuX. (9.3)
Первый контур иногда называют «газогенератором», так как он создает
поток горячего газа для работы турбин и образования реактивной тяги.
184

Степень двухконтурности у различных ДТРД изменяется в широких
пределах в зависимости от назначения. Для каждого диапазона скоростей
полета имеется наивыгоднейшая степень двухконтурности. Чем больше
величина двухконтурности, тем выше экономичность двигателя, меньше
скорость истечения газов, меньше их температура в связи со смешением газов
с воздухом и ниже уровень шума газовой струи при той же тяге.
Применение второго контура способствует увеличению массы
отбрасываемого воздуха, а следовательно, повышению тяги при уменьшении расхода
топлива на 1 Н тяги в час (на 5—12 %) при меньшей скорости истечения газов.
Однако повышение степени двухконтурности приводит к увеличению
габаритов двигателя вследствие увеличения диаметра вентиляторной ступени.
Преимуществом ДТРД по сравнению с обычными (одноконтурными)
двигателями является и то, что их можно выгодно использовать в широком
диапазоне скоростей. Ввиду повышенной по сравнению с одноконтурными
ТРД тяги на старте ДТРД становятся выгодными для создания стартовых
энергетических установок экранопланов. Благодаря более высокой
экономичности ДТРД соответственно увеличивается и дальность полета экра-
ноплана.
Тяговый КПД двигателя
Цр=ТпЫ- (9 А)
Очевидно, что по мере увеличения степени двухконтурности скорость
истече ния уменьшается, а тяговый КПД увеличивается.
Двухконтурный двигатель имеет преимущество перед ТРД и по
уровню шума, что важно для стартовой установки.
На российских экранопланах в качестве стартовых (поддувных)
двигателей получили применение двухконтурные двигатели типа НК-8К и
НК-87, в качестве маршевых — турбовинтовые двигатели НК-12МА,
двухконтурные двигатели НК-87 и турбовинтовентиляторные двигатели НК-93.
Тяговая мощность двигателей
Тяговая мощность ТРД
N=PV[H], (9.5)
где Р — тяга, Н; V— скорость полета, м/с.
Сила тяги ТРД
P = GM(Ve-VJ+(pc-p0)Fc [H], (9.6)
где Сн — секундный весовой расход воздуха, проходящего через
двигатель, кг/с (расход топлива составляет 1,5—2,0 % от расхода воздуха);
Ус — скорость потока газов на срезе сопла, м/с; V„ — скорость полета,
185

м/с; рс — статическое давление потока газов на срезе сопла, Па; рц
атмосферное давление, Па; Fc — площадь сопла на срезе, м2.
Тяга, развиваемая воздушным винтом ТВД в полете: '
N л '•-
Р = ■"
• v ,
где NB — эффективная мощность, передаваемая на винт, Вт; т|в—
воздушного винта.
Реактивную тягу ТВД (принимая полное расширение газов в
т. е. рс = р0) можно оценить по выражению
Р =G(V -V )
тогда суммарная тяга ТВД
в р
Стендовую тягу ТВД (когда Vn =0) можно определить по форм}
P = \,\NB+GBVC.
Эквивалентная мощность ТВД (или мощность, потребная для
винта, тяга которого равна суммарной тяге ТВД)
N, = Na+Np ,
где ЛГр —мощность, эквивалентная реактивной тяге:
PV
Лв
Режимы работы двигателей
Максимальный (взлетный) режим соответствует максимально
тимой частоте вращения и наибольшей тяге двигателя. Время непрер|
работы на этом режиме ограничивается.
Номинальный—тяга на этом режиме на 10 % меньше максиме
частота вращения на 3—4 % меньше максимальной.
Максимальный крейсерский—эксплуатационный режим, соотве|
ющий частоте вращения примерно на 10 % меньше максимально!
составляет
^m„=f0,75-0,8;/>max .
Минимальный крейсерский режим обычно не менее
^min=fo,5-o,6;pmin .
Режим малого газа (или режим холостого хода двигателя) соотве1
ет наименьшей частоте вращения, при которой двигатель может ycToJj
и надежно работать. Тяга на этом режиме обычно составляет не боле
186

/>мг.= (0,03 - 0,05 ;/>max . (9.15)
Данный режим также ограничивается по времени непрерывной
работы вследствие высоких температур газа перед турбиной.
9.5. Выбор параметров двигателей энергетических установок
экранопланов
Совершенство транспортного средства характеризуется, в первую
очередь, его экономической эффективностью, где важное место занимает
экономичность энергетической установки. При создании первых российских
экранопланов в составе энергетической установки применялись
доработанные под морские условия серийные авиационные газотурбинные двигатели
(турбовинтовые и двухконтурные).
Существенным отличием экраноплана от самолета, с точки зрения
работы энергетической установки, является то, что крейсерский режим
полета проходит на малых экранных высотах, поэтому выбранные для
самолетного двигателя параметры на его расчетном высотно-крейсерском режиме
полета не являются оптимальными для экраноплана. Кроме того,
длительный полет над поверхностью моря приводит к солеотложениям на деталях
газовоздушного тракта, а следовательно, снижению КПД узлов двигателя и
повышению температуры газов, что следует учитывать при выборе
параметров двигателя. Другим важным обстоятельством, влияющим на выбор
параметров двигателей экраноплана, является обеспечение определенных
параметров газовой струи на выходе из двигателей на максимальном
режиме при разбеге экраноплана для достижения необходимой
аэрогазодинамической разгрузки. Эти особенности работы двигателей экраноплана и их
компоновочных решений предъявляют специфические требования к
выбору силовых установок экраноплана, которые рассмотрены ниже на
конкретных примерах разработки силовых установок созданных российских
экранопланов.
9.6. Размещение главных двигателей
Компоновки энергетических установок экранопланов, как отмечено
выше, разнообразны и зависят от типа экраноплана, его назначения, числа
и типа двигателей, их габаритов, схемы поддува и др. К настоящему
времени сложились два типа компоновок силовых установок:
— маршевая и стартовая установки разделены; при этом маршевые
двигатели размещаются на хвостовом оперении, в зоне, наиболее
защищенной от попадания брызг морской воды в проточную часть двигателей, а стар-
187

товые двигатели — в носовой части экраноплана (перед крылом) на
пилонах или в специальных туннелях основного корпуса;
— маршевая и стартовая установки едины; все двигатели размещены
на пилонах впереди крыла экраноплана.
При раздельной маршевой и стартовой установках проще решать
вопросы создания высокоэкономичной установки, поскольку предоставляется
возможность применения двигателей иного типа в сравнении с поддувными. В
случае использования единой установки выбор типа двигателей
осуществляется не только из необходимости создания эффективного поддува, но и из
экономических соображений. В этом случае все двигатели, как правило,
однотипны.
На экранопланах, где в качестве подцувных использованы винтовые
двигатели, они располагаются либо на крыле в мотогондолах с передачей
мощности воздушным винтам (см. рис. 83), размещенным впереди крыла с
помощью карданных передач, либо внутри корпуса с передачей мощности винтам
с помощью валиковых Z-передач через специальные редукторы.
В этом случае воздушные винты создают не только тягу, но и поддув воздуха
под несущее крыло (экранопланы «Стриж» (см. рис. 67, б), «Акваглайд»,
(см. рис. 70). Количество двигателей, как отмечалось, зависит от требуемой
тяговооруженности экраноплана, определяемой из условий необходимости
преодоления сопротивления экраноплана при взлете с требуемым ускорением.
К размещению двигателей на экраноплане предъявляется ряд
специфических требований:
—двигательные установки должны располагаться и изолироваться друг
от друга для сохранения работоспособности таким образом, чтобы отказ
любого двигателя или любой системы, влияющей на работу двигателя! не
мог препятствовать непрерывной безопасной работе остальных двигатели;
— изменение тяги двигателей не должно существенно сказыватьс^ва
балансировке экраноплана; ^
— в тех случаях, когда энергия струи выходящих газов двигателейШс-
пользуется для создания как тяги, так и воздушной подушки, должны бь£гь
предусмотрены способы изменения направления действия газовой (или
воздушной) струи (при использовании в качестве движителя воздушных
фиатов обычно применяют изменение угла наклона оси вращения воздушного
винта, при применении ТРД — установку отклоняющих козырьков или
поворотных насадок); *f
—должно быть обеспечено удобство доступа и безопасность техниче$|ю-
го обслуживания, легкость монтажа и демонтажа двигателей; "Н
— ТРД целесообразно размещать вне плоскости кабины экипажа (jbd-
довой рубки) для исключения ее повреждения в случае нелокализованн&го
разрушения ротора двигателя; '^
188 I
Щ

— двигатели должны быть защищены от прямого попадания больших
масс воды при разбеге или посадке экраноплана на волнении.
Установка двигателей на пилонах повышает пожарную безопасность
экраноплана, так как имеется возможность разместить между
мотогондолой и корпусом экраноплана специальные противопожарные конструкции.
При применении в качестве маршевых ТВД их размещение определяется
размерами воздушных винтов, т. е. расстоянием между лопастями винта и
конструкцией корпуса экраноплана. При использовании в составе энергетической
установки экраноплана реактивных двигателей целесообразно вместо одного
мощного двигателя применять несколько менее мощных. Это позволяет:
— уменьшать при отказе одного из двигателей возмущающий боковой
момент;
— создавать плоскую струю газов под несущее крыло, более
эффективную для образования воздушной подушки.
При применении ТРД предоставляются широкие возможности для их
размещения на экраноплане — от полностью вынесенных наружу гондол
до скрытых внутри корпуса. Двигатели могут размещаться как в носовой,
так и в хвостовой части экраноплана. В носовой части двигатели могут
располагаться как снаружи на пилонах или в гондолах, так и внутри корпуса в
специальных туннелях по схеме «елочка» симметрично относительно
диаметральной плоскости под углами до 10° к основной плоскости и 15° — к
диаметральной. В хвостовой части двигатели устанавливаются либо в
гондолах на вертикальном хвостовом оперении (на киле), либо на пилонах на
горизонтальном оперении (стабилизаторе), либо внутри хвостовой части
корпуса (фюзеляжа).
При размещении двигателей внутри корпуса (рис. 137) увеличивается
внутреннее сопротивление каналов, подводящих воздух к двигателям, по
сравнению с расположением двигателей в гондолах или на пилонах.
Однако известно, что с ростом скорости полета сопротивление подводящих
каналов влияет на затраты тяги в меньшей степени, чем аэродинамическое
сопротивление мотогондол или пилонов. Поэтому выгоднее располагать
двигатели внутри корпуса, если условия компоновки силовой установки на
экраноплане позволяют это сделать. В отдельных случаях прибегают к
комбинированной компоновке (часть двигателей устанавливают внутри
корпуса, а часть — в специальных гондолах вне корпуса). При размещении
двигателей внутри корпуса порой приходится применять по условиям
компоновки удлинительные трубы для отвода выходящих газов в атмосферу. В
этом случае целесообразно устанавливать двигатели так, чтобы длина
удлинительной трубы была минимальной.
Размещение двигателей на пилонах (рис. 138) создает хорошие
условия для входа воздуха в двигатели, но усложняет защиту от попадания в них
189

Рис. 137. Схема установки носовых двигателей в корпусе:
I - двигатель; 2 - воздухозаборник
1 2
p==k>f
Рис. 138. Схема установки носовых двигателей на пилонах:
1 - козырек; 2 - двигатель
190

S"
воды. Расположение двигателей на пилонах позволяет повысить пожарную
безопасность, поскольку пилон изолирует двигатель от корпуса или
хвостового оперения. Однако кроме аэродинамического сопротивления
пилоны при наличии дифферента экраноплана создают момент от
аэродинамических сил, возникающих при их обтекании потоком воздуха, которые
необходимо парировать органами управления (рулем высоты). Это
требует соответствующего увеличения площади рулей, а следовательно, и
размеров горизонтального оперения экраноплана, что приводит к увеличе-
нию его массы.
Кормовая компоновка целесообразна для маршевых двигателей,
стартовые же двигатели размещаются в носовой части экраноплана впереди
■рыла. На стартовых двигателях за срезом сопла устанавливают поворот-
вые насадки, имеющие независимые от двигателей подвески, позволяющие
отклонять выхлопную струю либо вниз (под крыло), либо на прямую тягу.
Отклонение поворотных насадок осуществляется индивидуальными
гидравлическими приводами. Маршевые двигатели (рис. 139), обладающие
высокой экономичностью и малой шумностью, могут быть оснащены
реверсом тяги, что позволяет осуществлять управление экранопланом на
плаву с использованием не только «разнотяга» двигателей, но и работы
двигателей «враздрай». Кроме того, применение реверса тяги способствует
уменьшению пробега экраноплана после посадки на воду.
9.7. Энергетическая з становка
экраноплана «Орленок»
Энергетическая установка экраноплана «Орленок» (главные
двигатели) состоит из стартовых и маршевого двигателей.
В качестве стартовых выбраны двигатели, способные обеспечить экра-
ноплану высокие взлетно-посадочные, мореходные и амфибийные качества,
маршевого — высокие экономические показатели. И к тем и другим
предъявлялись требования высокой работоспособности и надежности, в том числе
при эксплуатации в морских условиях.
Стартовые двигатели экраноплана расположены в носовой части и
обеспечивают поддув под крыло на режиме взлета с помощью поворотных сопл.
В качестве стартовых двигателей применены российские марки НК-8-4 с
устройством для отклонения реактивной струи на требуемый угол
(поворотное сопло). Газовые струи этих двигателей, направленные с помощью
поворотных сопл под низко расположенное крыло экраноплана,
обеспечивают требуемую для взлета экраноплана аэрогазодинамическую силу, эжек-
тируя при этом дополнительно под крыло окружающий воздух, увеличивая
тем самым подъемную силу крыла при взлете.
191

Рис. 139. Схема установки маршевых двигателей
на хвостовом оперении ЭП:
/-двигатель; 2 - вертикальное оперение; 3-корпус
Основные характеристики двигателя НК-8-4 [10,16] следующие:
Сухая масса двигателя с поворотным соплом 2,3 т
Длина двигателя 4,82 м
Максимальный диаметр двигателя 1,44 м
Максимальная тяга двигателя (при Г=0) 10,5 тс
Удельный расход топлива двигателя 0,6 кг/кгс.ч
Воздухозаборники двигателей, предназначенные для подвода к ним
воздуха с минимальными потерями полного давления и допустимыми
значениями неравномерности полей скоростей и давлений, имеют верхний
утопленный в носовую часть фюзеляжа вход. Для уменьшения
аэродинамического сопротивления на режиме авторотации, а также исключения
попадания посторонних предметов и воды в двигатели, воздухозаборники обору-
192

дованы специальными решетчатыми закрытиями с пневматическим
приводом. Для предотвращения обледенения воздухозаборники и устройства их
закрытия имеют систему обогрева горячим воздухом, отбираемым от
компрессора двигателя.
Маршевый двигатель экраноплана расположен в его кормовой части в
мотогондоле, раскрепленной в стыке вертикального и горизонтального
оперений (см. рис. 54) . В качестве маршевого использован наиболее
экономичный российский авиационный ТВД марки НК- 12МА с воздушным
винтом АВ-90. Основные характеристики этого двигателя [10, 16]:
Сухая масса двигателя 3,14 т
Длина двигателя 4,72 м
Диаметр винта 6,2 м
Максимальная тяга двигателя (при V=Q) 16 тс
Удельный расход топлива двигателя 0,18 кг/кгс.ч
Воздухозаборники двигателя НК-12МА (рис. 140) имеют внутренний
диаметр 1,2 м. Между наружной и внутренней стенкой воздухозаборника
размещаются коллекторы систем промывки и консервации двигателя,
которые решают вопросы работоспособности двигателя при эксплуатации его в
условиях забрызгивания и заливания морской водой.
В качестве вспомогательной энергетической установки,
предназначенной для питания электроэнергией бортовой сети экраноплана, питания
сжатым воздухом турбин воздушных стартеров стартовых двигателей и
снабжения сжатым воздухом систем экраноплана, использованы турбоагрегаты
марки ТА-6А. В состав турбоагрегата ТА-6А входят газотурбинный
двигатель с редуктором, генератор переменного тока, стартер-генератор,
приборы контроля работы двигателя и аппаратура запуска и режимной работы
двигателя. Сухая масса турбоагрегата ТА-6А без аппаратуры составляет
около 300 кгс.
9.8. Энергетическая установка экраноплана «Лунь»
Энергетическая установка экраноплана «Лунь» состоит из главных и
вспомогательных двигателей.
При его проектировании, в отличие от экраноплана «Орленок»,
рассчитанного на более высокую мореходность, была поставлена задача
максимального снижения взлетной скорости. Этого удалось достичь
повышением энерговооруженности экраноплана по поддуву за счет создания единой
силовой установки стартовых и маршевых двигателей, расположенных на
специальном пилоне перед крылом (см. рис. 55).
13 Зак. 194
193

Компрессор Воздухозаборник
Рис. 140. Воздухозаборник маршевого двигателя ЭП НК-12МА
В качестве главных выбраны авиационные турбовентиляторные двух-
контурные двигатели марки НК-87, доработанные для использования в
морских условиях. Для отклонения газовых струй под крыло экраноплана
(поддув) на взлетно-посадочных режимах движения двигатели имеют
поворотные насадки. Основные характеристики двигателя НК-87 [10, 16]:
Сухой вес двигателя с поворотным насадком 2,2 т
Длина двигателя 4,63 м
Максимальный диаметр двигателя 1,45 м
Максимальная тяга двигателя (при V=0) 13,5 тс
Удельный расход топлива двигателя 0,55 кг/кгс. щ
Двигатели размещены на пилоне перед крылом экраноплана в mojo-
гондолах, каждая из которых состоит из воздухозаборника, средней и
хлыстовой части. Для предотвращения обледенения воздухозаборников
предусматривается сиетема обогрева их горячим воздухом, отбираемым от
компрессоров двигателей. Ж
В качестве вспомогательной энергетической установки, предназнашр-
ной для питания сжатым воздухом воздушной системы экраноплана и пяв~
ния электроэнергией его бортовой сети, использованы газотурбогенериР*
ры марки ГТГ-100, каждый массой около 300 кг. §

ГЛАВА 10
СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ
ЭКРАНОПЛАНОМ
10.1. Контур управления экранопланом
Управление экранопланом может осуществляться либо экипажем, либо
автоматическими системами, либо совместно.
Особенность систем управления экранопланом заключается в том, что
они являются следящими системами, связывающими экипаж с органами
управления экраноплана. Поэтому при создании систем управления
учитывается «человеческий фактор», так как важную роль здесь играют
физические ощущения экипажа перегрузок и изменений усилий на рычагах
управления.
Сравнение текущих значений параметров движения экраноплана с
потребными позволяет экипажу на основании определенных навыков
пилотирования формировать управляющие сигналы в виде перемещения рычагов
управления. Эти перемещения преобразуются системой управления в
соответствующие отклонения органов управления (рулей) экраноплана,
приводящие к изменениям параметров движения экраноплана. С помощью
органов чувств экипаж контролирует результаты своих воздействий на органы
управления.
Таким образом, при движении экраноплана образуется замкнутый
контур управления, состоящий из трех основных связанных друг с другом
звеньев: экипажа, системы управления и экраноплана (рис. 141)
Экипаж осуществляет потребные изменения режима движения путем
соответствующего перемещения рычагов управления, прилагая к ним
определенные усилия.
Оптимальные значения прикладываемых усилий и перемещений
органов управления, необходимые для выполнения определенных маневров экра-
195

e(/)
-&
Водитель
П>)
Х(г)
Сисгема
управления
»■
Экраноплан
У,Н, <а,г\,а,у
Органы
4VBCTB
ГГ,
а)
Исполнительные
Командные органы (мускулы)
ИМПУЛЬСЫ Г"
В\
Е(Г)
:::и
Центральная
нервная
система
с:~!
Рис. 141. Контур управления водитель—система управления—ЭП (а) ;
и структурная схема водителя-оператора как командного звена
контура управления (б): Щ
e(t) —рассогласование между текущими и потребными значениями
параметров полета ЭП; P(t),X(t), 8 — усилия, прилагаемые к рычагам управлени£|ЭП
и их перемещения; У,Н,15,т),а.,у — параметры полета ЭП; Вх — входшф:
восприятия (зрительные, слуховые); Вых — выходные воздействия на рычаги
управления ЭП щ.
ноплана, определяются либо из длительной практики эксплуатации и з
ся в соответствующих требованиях к экраноплану, либо с помощью мо||
рования процессов управления на специальных стендах с использо;
ЭВМ, где выкладывается, как правило, натурный макет системы упр;
Экипаж экраноплана как командное (управляющее) звено контуЩуп-
равления обладает рядом свойств, влияющих на процесс управления,
можно отнести: '
1) запаздывание ответной реакции на внешние сигналы. Оно зЩВсит
от тренированности экипажа экраноплана, психологического и физ:
го состояния каждого из пилотов. Величина времени запаздывания pj
пилота средней квалификации составляет 0,2—0,3 с;
2) инерционность, которая проявляется в том, что экипаж в своих
ях не может мгновенно выйти на необходимый уровень ответной ре;
3) некоторую зону нечувствительности;
196

4) способность к фильтрации внешних сигналов;
5) способность к изменению собственной передаточной функции в
широких пределах, т.е. к реагированию не только на отклонение какого-
либо параметра движения от потребного значения, но и на первую и вторую
производную этого отклонения (скорость, ускорение);
6) способность формировать выходные, командные сигналы с
определенной ограниченной точностью, зависящей от величины этих сигналов и
их частоты;
7) способность слежения за сигналами, поступающими с частотой не
свыше 2,5—3,0 Гц (наличие полосы пропускания).
Эти человеческие свойства учитываются при создании систем
управления экранопланом.
10.2. Назначение и состав системы управления
экранопланом
Системы управления экранопланом решают следующие основные
задачи:
1) передают управляющие сигналы от экипажа к органам управления;
2) передают управляющие сигналы от исполнительных механизмов
систем автоматического управления к органам управления;
3) обеспечивают управление и маневрирование экранопланом;
4) формируют управляющие сигналы для автоматического траекторно-
го управления экранопланом;
5) формируют сигналы на директивные приборы на режимах
полуавтоматического пилотирования экраноплана;
6) повышают безопасность управления экипажем экраноплана путем
сигнализации и ограничения отклонения органов управления при подходе
к предельно допустимым значениям параметров движения (скорости, угла
тангажа, угла крена и т. д.).
Для экранопланов самолетной компоновки характерно использование
четырех органов управления: руля высоты, руля направления,
элерон-закрылков и поворотных сопл или козырьков на поддувных двигателях.
Учитывая большие скорости движения экранопланов, к их системам
управления предъявляются высокие требования как по эффективности, так и по
надежности. Поэтому при их проектировании широко используют
достижения в развитии авиационных систем управления, их
материально-техническую базу. Состав системы управления экранопланом приведен на рис. 142.
Для решения задач управления экранопланом в систему вводится ряд
механических, гидравлических, электромеханических устройств и
автоматических систем, каждая из которых решает какую-либо конкретную зада-
197

Парамсфы
Рис. 142. Система управления ЭП:
1 — приборы управления; 2 — штурвал; 3 — гидроусилитель; 4 — загрузочный
механизм; 5 — триммирующий механизм; 6,9 — качалка; 7 — суммирующий
механизм; <5 — руль; 10 — проводка управления
е(')
1,
Г
Система управления
Система автоматического
управления
Переключение
нас громки
"Г
Система
регулирования
Система привода
рулей
I— ———фРСгаби я i штО£~М.
г— "" ""*"*! Ьалансироака J*1
L.——-И Загрузка \+
« [
ОПР
I
I
Т
I
Объект
управления
Ш
Рис. 143. Схема взаимодействия пилот—система управления — ЭП'Ц
чу. Схема взаимодействия пилот — система управления — экраног
казана на рис. 143. Наряду с механической проводкой, в системы yi
ния экранопланом включают гидравлические усилители мощности ■
роприводы рулей (бустеры) и гидросистемы питания; системы загруз
чагов управления (при необратимом бустерном управлении); системы!
печения необходимых характеристик устойчивости и управляемое!
гуляторы передаточных чисел в проводке от рычагов управления к
198

Рис. 144. Размещение элементов механической проводки и механизмов
управления на ЭП:
1 — штурвалы; 2 — педали; 3 — ручки управления закрылками;
4 — загрузочные механизмы; 5— промежуточные бустера; б — проводка
управления элерон-закрылками; 7 — проводка управления рулем направления;
8 — проводка управления рулем высоты; 9 — блоки САУ элерон-закрылками;
10 — суммирующий механизм; 11 — просадочный механизм; 12 —
гидроусилитель привода элерон-закрылками; 13 — плоскости элерон-закрылков;
14 — механизм объединения проводок, 15 — блок САУ руля высоты;
16 — гидроусилитель привода руля высоты; 17 — плоскости руля высоты;
18 ----- просадочный механизм; 19 — стопор-демпфер; 20 — гидроусилитель
руля направления; 21 — блок САУ руля направления;
22 — плоскости руля направления
демпферы колебаний, автоматы устойчивости, автоматы тяти и др.); системы
директорных приборов с вычислителями командных сигналов; системы
автоматического управления; системы сигнализации и ограничения
предельных режимов (ОПР) и др. Вопрос о необходимости применения той или иной
системы решается в процессе проектирования экраноплана и его системы
управления в зависимости от характеристик экраноплана и его назначения.
На рис. 144 приведена схема размещения элементов механической проводки
и исполнительных механизмов на одном из проектов экранопланов.
199

.* 4 5
Рис. 145. Система управления рулем высоты ЭП «Орленок»:
/ — гидроусилитель БУ-190Л; 2,5 — механизмы просадки руля высоты;
3 — секции плоскостей руля высоты; 4 — гидроусилитель
БУ-170Л; 6 — блок САУ в канале руля высоты; 7 — весовой балансир проводки
управления; 8 — качалки инерционной балансировки;
9 — направляющие; 10 — механизм расстыковки проводки управления в
грузовом разъеме; 11 — механизм триммирования;
12 — механизм загрузки штурвала; 13 — механизм ограничения
скорости ЭП; 14 — штурвал
Одним из важных направлений обеспечения надежности систем
управления экранопланов, как и самолетов, является дублирование
(троирование) систем.
Принципы выбора и формирования систем управления приведены ниже
на примерах созданных экранопланов.
10.3. Системы управления экраноплана «Орленок»
Основными системами управления экраноплана являются системы
равления рулем высоты, рулем направления, закрылками и поворотнь|
соплами. САУ является вспомогательной системой.
Систем а управления рулем высоты, в состав которой входят (рис. 1^
две колонки управления со штурвалом, механизм загрузки руля выс<
пилотажные приборы, две пары гидроусилителей марки БУ-190Л, две пй
гидроусилителей марки БУ-170Л, четыре механизма просадки руля выс<
механизм расстыковки проводки управления, блок системы автоматичен
200

годемпфирования и стабилизации, механическая проводка управления
канала руля высоты, состоящая из тяг и качалок.
N Механизм загрузки руля высоты (рис. 146) служит для имитации
аэродинамических усилий на колонке управления, которые пропорциональны
уяу отклонения руля высоты, но которых пилот экраноплана не
воспринимает при бустерной системе управления.
Механизмы просадки устанавливаются перед гидроусилителями и
обеспечивают работу системы управления при отказе любого из гидроусилителей.
Двухкамерные гидроусилители (БУ-190Л и БУ-170Л)являются
гидравлическим и исполнительными механизмами системы. Они имеют
следующие основные характеристики:
Максимальное усилие на выходе, Н
(кгс)
Полный ход силового цилиндра, мм
Максимальная скорость перемещения
цилиндра, мм/с
БУ-190Л
35000 (3500)
72
110
БУ-170Л
70000 (7000)
160
170
s" мм 38 23 0
Растяжение
Д5 50 5> мм
Сжатие
Рис. 146. Характеристика механизма загрузки руля высоты ЭП «Орленок»:
а - ход загрузки, б — ход триммирования
201

Каждый гидроусилитель имеет два последовательно расположенных
силовых цилиндра, работающих на общий шток, и свой управляющий элемент —.
плоский золотник. Гидроусилители работают одновременно от двух
гидросистем, а при падении давления в одной из них продолжают работать от одной
исправной гидросистемы (при этом максимальная мощность снижается вдвое)
Механизм расстыковки проводки управления предназначен для
рассоединения механической проводки управления каналов руля высоты, руля
направления и закрылков при открытии грузового отсека экраноплана и ее
соединения при закрытии отсека.
Управление золотниками силовых приводов системы для перекладки
руля высоты осуществляется перемещением механической проводки с
помощью отклонения штурвальной колонки.
Система управления рулем направления, в состав которой входят
(рис. 147): механизм загрузки руля направления (рис. 148), пилотажные
приборы, два гидроусилителя марки БУ-170Л, два статора-демпфера и
сдублированный ножной пульт управления.
Стопоры-демпферы предназначены для стопорения секций руля надрав
ления при выключенных гидросистемах и демпфирования гидроусйргге-
Рис. 147. Система управления рулем направления ЭП «Орленок»:
1 — гидроусилитель БУ-170Л; 2 — цилиндры стопора; 3 — клапанная KOf
4 — механизм просадки руля направления; 5 — блок системы САУ в канале
направления; 6 — весовой балансир проводки управления; 7 — напра
8 — механизм расстыковки проводки управления; 9 — механизм триммирс
10 — механизм загрузки; 11 — механизм ограничения скорости; 12 — пс
202
'ЛЯ

Рис. 148. Характеристика механизма загрузки руля направления ЭП «Орленок»:
а - ход загрузки, б - ход триммирования
лей при работе системы управления для исключения автоколебаний рулей
около их нейтрального положения.
Управление золотниками силовых приводов системы для перекладки
руля направления осуществляется перемещением механической проводки
с помощью отклонения педалей.
Система управления закрылками обеспечивает их работу как в
качестве закрылков, так и в качестве элеронов. В состав системы управления
закрылками входят (рис. 149): сдублированный ручной пульт управления
(управление в элеронном режиме), сдублированные рычаги управления
закрылками (управление в режиме закрылков), механизм загрузки,
пилотажные приборы, механизм стопорения рычагов закрылков, механизм
расстыковки проводки управления, блоки САУ, механизмы просадки, шесть
комбинированных агрегатов марки КАУ-120, пневматические амортизаторы и
механическая проводка управления каналов закрылков и элеронов,
состоящая из тяг, качалок и блоков герметизации.
Механизм стопорения служит для стопорения рычагов управления
закрылками в любом положении.
Пневматические газовые амортизаторы служат для амортизации
закрылков.
203

6 7 S 9
Рис. 149. Система управления закрылками ЭП «Орленок»:
1 — плоскости секций закрылков; 2 — пневматический амортизатор;
3 — механизм просадки; 4 — блок системы САУ; 5 — суммирующий мехаш
6 — проводка управления элеронами; 7 — проводка управления закрылкам^
8 — перекидная качалка; 9 — направляющие; 10 — механизм расстыковки^
проводки управления; 11 — рычаг управления закрылками; 12 — ручной nyjfti
управления; 13 — механизм стопорения рычагов закрылков;
14 — агрегат КАУ-120; 75 — блок герметизации
X
Комбинированный агрегат управления КАУ-120 является силовым
водом закрылка. Он развивает максимальное усилие на выходе до Щ:
имеет рабочий ход выходного звена 220 мм и скорость хода выходного4
на 200 мм/с. Агрегат представляет собой единый компактный блок, сое
щий из узла демпфера с гидроусилителем, узла распределителей ж:
и узла гидродвигателя. Он имеет два входа для командных сигналов: о,
для механических, другой — для электрических.
Блок герметизации служит для герметизации механической про]
управления в месте вывода ее из корпуса экраноплана.
Управление закрылками в «режиме закрылков» осуществляется
мещением рычага управления, который через систему тяг, качалок и
низм стопорения соединен с механической проводкой управления
закрылков. Управление закрылками в «режиме элеронов» осущес
поворотом штурвала сдублированного ручного пульта управления,
рый через колонку управления соединен с механической проводкой у;
ления канала элеронов.
204

Перемещения проводок управления каналов закрылков и элеронов
суммируются в суммирующем механизме. Выходное звено этого механизма
соединено системой тяг и качалок с механическим входом агрегатов
КАУ-120, которые отрабатывают суммарную команду управления.
Система управления поворотными соплами, в состав которой входят
(рис. 150): датчик рассогласования, двухпозиционный электромагнитный
распределительный кран марки ГА-163, гидромотор марки ГМ-40, механизм
поворота сопла и система обратной связи, состоящая из тяг и качалок и
обеспечивающая следящую работу устройства. Скорость отклонения сопла
соответствует производительности насоса на двигателе и зависит только от
частоты вращения двигателя.
Система автоматического управления предназначена для решения
следующих задач:
1) демпфирования угловых колебаний экраноплана по тангажу, крену и
рысканию, а также линейного движения по высоте при ручном управлении;
2) автоматической стабилизации установленных экипажем значений
углов тангажа, крена, курса и высоты полета;
3) корректировки экипажем установленных значений углов тангажа и
курса с помощью задатчиков на приборе ввода программ;
4) индикации на пилотажных приборах-указателях текущих значений
углов тангажа, крена, курса, скольжения, вертикальной скорости и высоты
полета;
Рис. 150. Устройство поворота сопла носового двигателя ЭП «Орленок»:
1 — дагчик рассогласования; 2 — электромагнитный распределительный кран;
3 — гилромотор; 4 — механизм поворота сопл; 5 — система обратной связи;
6,7 — система тяг и качалок
205

5) сигнализации, предупреждающей экипаж о достижении экранопла-
ном установленных предельно допустимых значений углов тангажа, крена
и высоты полета;
6) автоматического самоконтроля работоспособности, индикации и
локализации неисправностей;
7) выдачи сигналов, пропорциональных углам тангажа и крена, в
высотомеры экраноплана.
В состав САУ входят: гировертикаль авиационная марки ЦГВ-10,
рулевой агрегат марки РА-56В-1, блок датчиков угловой скорости на базе
унифицированных датчиков угловых скоростей марки ДУСУ-1-6АС, приборы
питания, усилительные станции, приборы индикации параметров полета
экраноплана, приборы управления, контроля и индикации состояния
системы, исполнительные механизмы, чувствительные датчики, блок выработки
вертикального ускорения, датчики обратной связи, соединительные и
вспомогательные приборы.
Гировертикаль используется в системе в качестве датчика углов
тангажа и крена. Сигналы гировертикали используются для индикации углов
тангажа и крена на приборах-указателях и для стабилизации экраноплана по
этим углам. Гировертикаль представляет собой двухгироскопную
платформу с силовой стабилизацией, корректируемую по вертикали от
жидкостного маятникового элемента.
Унифицированный датчик угловых скоростей представляет собой
двухстепенной гироскоп с жесткой отрицательной обратной связью.
Приборы питания преобразуют постоянный ток бортовой сети (27 В) в
переменный трехфазный ток (400 Гц), вырабатывают напряжение питания
автоматики (27 В), осуществляют подсветку шкал индикаторов и пулкров
системы. ':.*,
Приборы — усилительные станции вырабатывают напряжение
питания усилителей, усиливают сигналы следящих систем, усиливают и прй^б-
разовывают сигналы управления рулевыми агрегатами, усиливают сигналы
управления исполнительными механизмами подсистемы стабилизации!
Приборы индикации выдают на шкалы текущие значения углов
тангажа, крена, скольжения, курса, высоты полета, параметров состояния
системы. • Jn
Приборы управления осуществляют перемещение механической
проводки в каналах тангажа, крена и курса, ввод программных значений угйов
тангажа, крена, курса и высоты полета. .^
Приборы включения демпфирования и стабилизации обеспеч!
включение соответствующих каналов. Индикация включения демпф!
ния и стабилизации осуществляется на светопланах с названиями соот|§т-
ствующих каналов.
206

В составе системы имеется табло отказов, обеспечивающее задачу
наиболее важной информации о состоянии системы и об отказах.
Важным прибором системы является сигнализатор скорости,
предназначенный для автоматического включения и выключения САУ при
достижении экранопланом определенной скорости.
10.4. Системы управления экраноплана «Лунь»
Основными системами управления экраноплана являются системы
управления рулем высоты, рулем направления, закрылками и поворотными
насадками. САУ является вспомогательной системой.
Система управления рулем высоты, в состав которой входят (рис. 151):
две штурвальные колонки, блок загрузки руля высоты, промежуточный
гидроусилитель марки РП55-2А, пилотажные приборы, блок САУ, механизмы
просадки, гидроусилитель марки БУ-170Л и другие элементы.
Рис. 151. Система управления рулем высоты ЭП «Лунь»:
/ — гидроусилитель БУ-170Л; 2 — механизмы просадки; 3 — датчик положения
секции; 4 -— блок системы САУ; 5 — механизм объединения проводок;
б — промежуточный гидроусилитель РП55-2А; 7 — прибор 19; 5 — вал
синхронизации; 9 — штурвальные колонки; 10 — гермокоробка с качалками;
11 — прибор 13; 12 — загружатель
207

Рис. 152. Система управления рулем направления ЭП «Лунь»:
1 — демпфер-стопор; 2 — комбинированный агрегат КАУ-120; .,;
3 — механизм просадки; 4 — датчик положения секций руля направления
5 — блок системы САУ; 6 — гермокоробка с качалками;
7 — механизм загрузки: 8 — прибор 13; 9 — педаль; 10 — прибор 19;.;
11 — промежуточный гидроусилитель
Передача командного сигнала от штурвальных колонок к золотникам
силовых приводов осуществляется через трубчатые тяги, образующие
проводку управления. j
Для увеличения надежности проводка управления разделена на дЩВет-
ви, проложенные по правому и левому борту экраноплана. Щ
Система управления рулем направления включает в себя (рис. 153|
педали (2 шт.), блок загрузки, промежуточный гидроусилитель марки РШ»2А.
проводку управления, состоящую из трубчатых тяг, блок САУ, механизшрро-
садки, силовые приводы, агрегаты марки КАУ-120 и другие элементы.!
Перемещение педали приводит к смещению тягой золотника ггоошЖ}'
точного гидроусилителя, выходное звено которого перемещает промДК)
управления и смещает золотники силового привода, который перекладр3'
ет руль направления. Щ
Система управления закрылками обеспечивает их работу как BVe'
стве закрылков, так и в качестве элеронов. В состав системы входят (рис^З)
два штурвала управления в режиме элеронов, ручка управления в редР*^
закрылков, промежуточные гидроусилители марки РП55-2А, механизмраг
208

Рис. 153. Система управления элерон-закрылками ЭП «Лунь»:
1 — плоскости секций элерон-закрылков; 2 — двухрежимный гидроусилитель;
3 — механизм просадки; 4 — суммирующий механизм;
5 — блок САУ закрылков; б — блок САУ элеронов; 7 — датчик угла поворота
секций; 8,9 — промежуточные гидроусилители РП55-2А;
10 — ручка управления закрылками; 11 — штурвал; 12 — механизм загрузки
элеронов; 13 — прибор 13 (триммирования)
рузки, механизм триммирования, пилотажные приборы, блок САУ,
механизмы просадки, двухрежимный гидроусилитель и другие элементы.
Проводка управления системы выполнена из трубчатых тяг в
направляющих и на поддерживающих качалках.
Двухрежимный гидроусилитель является силовым приводом
закрылков. Он имеет следующие основные характеристики:
Максимальное усилие,
развиваемое выходным звеном
(на выпуск закрылка) 190 кН
Максимальная скорость выходного звена 160 мм/с
Ход входного звена 160 мм
Ход выходного звена 400 мм
Рабочее давление 210 кгс/см2
14 Зак. 194
209

Рис. 154. Гидросистема управления поворотными насадками
.... двигателей ЭП «Лунь»:
/ — датчик угла поворота насадка; 2 — гидроцилиндр; 3 — трубопроводе
гидросистемы; 4 — суммирующий механизм; 5 — электрические связи£
6 — прибор 19; 7 — ручки управления насадками
Для защиты закрылков, силовых приводов и конструкций от удгфов о
взволнованную поверхность воды в силовые приводы встроены двухрежим-
ные пневмоамортизаторы.
Система управления поворотными насадками (рис. 154) в качестве
исполнительных механизмов использует гидроцилиндры и трехпозиционные
распределители жидкости с электромагнитным управлением. Каждыйгид-
роцилиндр работает от двух распределителей, обеспечивая быструю•'А
точную перекладку насадков. Управление поворотными насадками
осуществляется перемещением специальных задатчиков, кинематически связ^ршх
с рукоятками управления. Электрическая часть системы управления Щ)Лаит
в САУ. jtf
Система автоматического управления предназначена для решенщрле-
дующих задач: --Щ?
1) демпфирования экраноплана по угловым координатам и высо1$
полета; :?ф'
2) стабилизации заданных углов тангажа, крена, курса, скорое
соты полета; ^
3) корректировки высоты полета, угла тангажа, скорости и курс
4) выработки сигнальной информации, предупреждающей э
приближении параметров полета к установленным ограничениям;
5) совмещения управления параметрами полета—ручного и ав
ческого;
210

6) индикации параметров полета экраноплана (тангаж, крен,
скольжение, курс, снос, высота, скорость).
Демпфирование угловых колебаний экраноплана по тангажу, крену и
курсу, а также перемещений по высоте обеспечивается системой датчиков
угловых скоростей, усилительных станций и рулевых агрегатов, которые
воздействуют на рулевые поверхности: руль высоты, руль направления,
закрылки (в закрылочном и элеронном режимах). Вьфаботка управляющих
сигналов, пропорциональных вертикальной скорости, осуществляется на
основе комплексирования сигналов акселерометра и высотомера.
Стабилизация угловых координат и высоты движения экраноплана
осуществляется с помощью гировертикалей и программных блоков. Рулевые
агрегаты и усилительные станции у этой подсистемы общие с подсистемой
демпфирования. Кроме того, сюда входят исполнительные механизмы для
перемещения проводки управления с целью перевода рулей в
балансировочные положения.
Подсистема стабилизации скорости включает в себя исполнительный
механизм и усилительную станцию. Управляющий сигнал
вырабатывается на основе сигналов воздушной скорости и продольного ускорения.
Исполнительный механизм воздействует на проводку управления тягой
двигателей.
В подсистему индикации и сигнализации входят комбинированные
указатели, табло обобщенных отказов и усилительная станция. С целью
сохранения работоспособности при возможных отказах САУ выполнена
трехкратно резервированной по каналам управления рулями высоты, рулем
направления и закрылкам — элеронам. Резервированы также канал стабилизации
скорости, электрическое и гидравлическое питание САУ.

ГЛАВА 11
ПРИНЦИПЫ ФОРМИРОВАНИЯ
АЭРОГИДРОДИНАМИЧЕСКОЙ
КОМПОНОВКИ ЭКРАНОПЛАНА
Задачей создания АГДК экраноплана является определение
оптимальной геометрии и взаимного расположения его элементов, обеспечивающих
наилучший вариант выполнения требования технического задания на экра-
ноплан.
Необходимыми элементами АГДК экраноплана являются фюзелцк,
несущее крыло, аэродинамические плоскости, обеспечивающие
продольную и боковую устойчивость экраноплана, соответственно,
горизонтальное и вертикальное оперение, рулевые поверхности для управления экра-
нопланом в продольной (руль высоты, закрылок) и боковой (руль
направления, элероны) плоскостях и стартово-поддувное устройство. .?
Для отдельных проектов может возникнуть необходимость в
дополнительных элементах, например в стартово-посадочном устройстве,
воздушно-амортизирующем, гидролыжном и др.
Из разработанных к настоящему времени типов АГДК экраног
практическую реализацию получила только так называемая «самолет*
На ее основе созданы первые экранопланы ВМФ — транспортно-дес^
ный экраноплан «Орленок» и ракетный экраноплан «Лунь» [10].
11.1. Принципы формирования АГДК экраноплана
(1-е приближение)
!Ш
Основой для формирования АГДК является техническое задание
экраноплан, где, как правило, заказчик формулирует принципиальные
бования к экраноплану, в числе которых: р
I
212 II

щ
* — назначение: перевозка пассажиров, грузов или того и другого;
— количество пассажиров, масса груза;
— тактико-технические данные (или наиболее важные из них):
крейсерская скорость, дальность хода, маневренность, мореходность,
климатические условия в районах предполагаемой эксплуатации и пр.;
— требования к амфибийности, способности самостоятельного выхо-
i да на берег, движения по фунту, схода с берега;
— различные специальные требования: возможность эксплуатации в
снежных и ледовых условиях, в условиях ограниченной видимости и т. д.
Формирование АГДК экраноплана на основе технического задания,
научно-технических достижений в области экранопланостроения и опыта
создания и эксплуатации экранопланов можно осуществить в первом
приближении следующим образом и в следующем порядке.
1. Определяется масса экраноплана G?, обеспечивающая перевозку
заданного количества пассажиров п (заданной массы груза т):
для пассажирских экранопланов G3может быть в первом приближении
определена по формулам:
для экранопланов с мореходностью 0,5 м высоты волны
G; =0,5 п; (11.1)
для экранопланов с мореходностью до 1,2 м высоты волны
С, =0,6 я; (11.2)
для экранопланов с мореходностью до 2,0 м высоты волны
G9=0,8«. (11.3)
Например: для экранопланов на 40 пассажиров с мореходностью до
1,2 м высоты волны G-, =0,6-40= 24 т;
для экранопланов на 150 пассажиров с мореходностью до 2,0 м
высоты волны Сэ =0,8-150= 120 т.
2. Определяется в первом приближении потребная площадь несущего
крыла экраноплана.
Исходной информацией для этого являются данные по достигнутой
оптимальной удельной нагрузке на несущее крыло экраноплана, исходя из его
взлетной массы (табл. 10).
Таблица 10
Масса
Сэ.л
G3/SKp. кг/м:
Оптимальная нагрузка
500
600
200
370
100
290
50
230
25
180
10
150
5
ПО

Например: для экраноплана с массой G, = 10 т S = 10/150 = 67 м2.
3. Из условия равенства подъемной силы массе экраноплана в
установившемся режиме
V = j2G3/cvPSKp. (11.4)
В первом приближении можно принять су =0,5.
Для экраноплана с G3 =10 т V = ^2-10000. 0,5 ОД 25 -67 = 60 м/с = 220 км/ч.
4. Определяется потребная тяговооруженность экраноплана.
4.1. Для крейсерской скорости движения: аэродинамическое качество
экраноплана самолетной АГДК можно принять в диапазоне Кк =15—17
(большие значения соответствуют большей массе). Но Кк = G3/X, откуда
Л = С, А'кР • Например: для ЭП с Сэ=10 т А=10/15 = 0,7 т, ъе. Рпатр = 0,7 т.
4.2. Для взлетного режима движения: исходя из достигнутой
эффективности поддува можно принять РЮ1 -С, =0,20—0,25, соответственно
для 3-и 4-балльного волнения. Например: для экраноплана с Сэ=10т
(волнение 3 балла) Ръа = 10*0,2 = 2 т.
5. Производится выбор АГДК экраноплана в первом приближении*
5.1. Фюзеляж выбирается из условий: у
— размещение пассажиров и грузов — в соответствии с
действующими нормативами в судостроении и авиации;
— форма и внешние обводы фюзеляжа — на основании авиационных
требований [13]. ;$
5.2. Выбор геометрии и расположения несущего крыла экраноплана
осуществляется из следующих условий: .<ф
— площадь крыла — в соответствии с п. 2; .ф
— крыло малого удлинения с концевыми шайбами и относительном
удлинением Х= 0,8—3,0 (нижний предел для малых экранопланов): щ*
^-Ср/^кр
а
откуда /KP=^0,8-3.0AV Ьл = 5„ /кр
— профиль сечения крыла — в соответствии со следующими данями
(табл. И):
Табли%
.V, %
v»,%
Vh.%
0
0
0
10
2,19
-1,21
20
2,60
-1,82
30
2,42
-1,80
40
1,86
-1,71
50
1,10
-1,62
60
0,44
-1,53
70
0,13
-1,44
80
0,09
-1,16
90
0.33
-0,87
214

— расположение крыла — в районе ЦТ экраноплана.
5.3. Выбор геометрии и расположения горизонтального оперения
экраноплана осуществляется из следующих условий:
— площадь горизонтального оперения 5Г0 = (0,4—0,5) 5кр;
— размах горизонтального оперения /г0 = (0,8—1,0) /кр;
— расположение горизонтального оперения по длине — максимально
•формовой части экраноплана;
^ — расположение горизонтального оперения по высоте — (0,5—1,0) от
цроскости крыла;
_к — профиль сечения горизонтального оперения — в соответствии с
данными табл. 12.
Таблица 12
дс,%
1/2>\°о
0
0
10
2.5
20
3,0
30
3,1
40
3,0
50
2,8
60
2,4
70
1,95
80
1,4
90
0,8
100
0
5.4. Выбор геометрии и расположения вертикального оперения
экраноплана осуществляется из следующих условий:
— по высоте — (0,5—1,0) ЬЛ, что дает возможность сделать его
опорной плоскостью для горизонтального оперения;
—■ по длине — в кормовой части экраноплана, что также позволяет
сделать его опорной плоскостью для горизонтального оперения;
— профиль сечения вертикального оперения — в соответствии с
данными табл. 13:
Таблица 13
х.%
1/2 у.%
0
0
10
3,5
20
4,3
30
4,5
40
4,4
50
4,0
60
3,4
70
2,8
80
2,0
90
1,1
100
0
5.5. Выбирается тип, принципиальная конструкция, геометрия и место
расположения поддувного устройства:
— поддувное устройство может базироваться на реактивных,
турбореактивных, турбовинтовых и других типах двигателей;
— подача воздушных струй от двигателей под крыло может
осуществляться или поворотом двигателей в вертикальной плоскости (если
двигатели располагаются на специальном пилоне, то поворотом пилона), или с
помощью поворотных козырьков;
215

— отстояние среза сопл двигателей от носовой кромки крыла
рекомендуется выбирать по формуле
/н = 0,4^5кр для крыла с Х=3;
/н = 0,5 5^/5^ для крыла с А.= 1;
— оптимальный вертикальный угол поддува составляет ~ 20°.
6. Производится выбор АГДК во втором приближении, исходя из
Данных модельных испытаний экраноплана с АГДК первого приближеййя и
соответствующих расчетов аэрогидродинамики, устойчивости,
управляемости, маневренности на основе реальных данных по весовой нагрузке и
центровке экраноплана.
Цанные для оценки массовых характеристик экраноплана приведены
в табл. 14
Таблица 14
Максим&чьная масса ЭП
Gm„v. т. и ее основные
' max-
составляющие.
Проект экраноплана
«Орленок»
«Лунь»
«Аква-
глайд-5»
Дозвуковые
самолет!»!
Як-42, Ту-^54.
Ил-62М,И&86
П31Щ
'max
"•к.к (консп1рук1(. корп.)
Мкор (корпуса фнпсля.жа)
"h<p /крыли)
"'?.(> /горизонт, оперения)
'"по (чертик, оперения!
'"an у (вп.пос. устр).
ГЯцроч.
"ч:у (auoiioii устчноикн)
"hn (топтан)
"hi и (полеmoii mwpyiKu)
HI,,
120
54
18
17
4
3
9
13
10
12
11
400
44
15
16
4
i
7
12
16
21
7
2,40
37
12
17
1
1
4
(возд. аморт.
устр.)
2
25
4
13
21
12-;
1 = 2
11.2. Уточнение параметров АГДК экраноплана
(2-е приближение)
Для уточнения параметров АГДК во втором приближении необхОЦркн1
знание сил и моментов, действующих на экраноплан на всех режимахшви-
жения. К ним относятся: подъемная сила Y, сопротивление X, боковаяйрЛ'1
Ш
216

t
ф момент Mz относительно оси z, момент Мт относительно оси х, момент
%/ относительно оси у:
У=су.р^/25; Х=схрV/2S; Z^pVVS; (11.6)
М = т oV2/! Se; M = m pW2Se ; М = т pF72Se . (11.7)
у у" а' х х г о' г г r a v '
Знание этих характеристик в требуемом диапазоне эксплуатации
экраноплана (по скорости, углам ориентации в пространстве — углам тангажа,
крена, скольжения, высоте полета) позволяет произвести необходимые
расчеты, конечным итогом которых являются:
— получение кривой X =f(V) экраноплана;
— расчеты потребной тяги силовой установки для обеспечения всех
режимов движения экраноплана;
— выбор типа и марки двигателя;
— расчеты характеристик разбега, разгона, крейсерского полета
(скорости, ускорения, длины дистанций и др.);
— расчет дальности полета;
— расчеты устойчивости, управляемости и маневренности на всех
режимах движения;
— построение областей безопасных режимов движения экраноплана;
— расчет маневренных характеристик экраноплана;
— выбор геометрических характеристик органов управления экраноп-
ланом.
Силы и моменты, действующие на экраноплан, определяются на
данном этапе развития экранопланов экспериментальными методами.
Наиболее распространенными из них являются модельные испытания в опыто-
вых бассейнах и аэродинамических трубах.
Для того чтобы получить подобие между моделью и натурным экра-
нопланом, а также при модельных испытаниях получить надежные данные
по силам и моментам для натурного экраноплана, следует соблюсти
известные критерии моделирования [6] — геометрическое, кинематическое и
динамическое подобия.
Геометрическое подобие заключается в том, что линейные размеры
модели и натуры пропорциональны коэффициенту mv (масштаб модели):
L =L m ,S =S m2 , G =G m3 . (11.8)
МНММНММ НМ ч '
Кинематическое подобие заключается в том, что скорости модели и
натуры пропорциональны коэффициенту т :
V = V т . (11.9)
м н к v /
Динамическое подобие заключается в подобии действующих на модель
и натуру сил, обусловленных:
217

— вязкостью жидкости (силы трения и др.), которые определяются
безразмерным критерием — числом Рейнольдса Re = VIN. В этом случае
подобие сил, действующих на модель и натуру, обеспечивается при условии
Re = Re , (11.10)
м н v '
где Re — число Рейнольдса модели; ReH— число Рейнольдса натуры, или
V I/ V = VI /v , откуда V = V 1/1;
мм м н н н' •> м ним'
— гравитацией (силы волнового сопротивления и др.), которые
определяются безразмерным критерием — числом Фруда Fr = V / Jgi. В этом
случае подобие сил, действующих на модель и натуру, обеспечивается при
условии
FrH = FrM, (11Л1)
где FrH — число Фруда натуры; FrM — число Фруда модели, или
— давлением р (при кавитационных процессах и др.), которые
определяются безразмерным критерием — числом Струхаля Sh = L/VT(T -
характерный промежуток времени). В этом случае подобие сил, действующих на
модель и натуру, обеспечивается при условии f
SAM=SAM, (И|2)
где ShH — число Струхаля натуры, ShM — число Струхаля модели. |'
На практике чаще используются критерии подобия по числам Рей1|$Й1ь-
дса и Фруда, но соблюсти их одновременно невозможно, что очевидёр- из
полученных выше значений тк: v%
при моделировании по Рейнольдсу Ум = Уи /н /Ум, т. е. тк = /н / /м, а|йри
моделировании по числу Фруда тк = ^/м//и. Практически же обеспечить в
аэродинамической трубе или в опытовом бассейне скорости модели в\С//ц
раз больше скорости натуры нереально, поэтому моделирование
осуществляется по числу Фруда, а на несоответствие чисел Рейнольдса модЗ$»! и
натуры (так называемый масштабный эффект) вводится аналитическа$|Йо-
правка в результаты модельного эксперимента по определению сопр^фв-
ления натуры [6]. 'Й$
11.3. Дальнейшая оптимизация АГДК экранопланов f'f
Дальнейшая оптимизация АГДК экранопланов подчинена максимально
возможному или компромиссному выполнению конкретных требований
проектируемого экраноплана по массо-габаритным характеристикам, тяговро-
руженности, дальности хода, экономическим показателям, мореходности и
т. д. Поэтому уже на первой стадии проектирования экраноплана, на эШпе
модельных испытаний, проводятся параметрические исследования и вйЦор
■■$■.
218 :т

ощимальных элементов его АГДК, которые в наибольшей степени оказыва-
югвлияние на те или иные итоговые характеристики экраноплана.
К таким элементам относятся, прежде всего, несущее крыло экрано-
шяша и его определяющие характеристики (удлинение, удельная нагрузка
на крыло), положение сопл поддувных двигателей относительно крыла (в
первую очередь, отстояние носовой кромки крыла от среза сопл) и
некоторые другие, в зависимости от требований, предъявляемых к экраноплану.
Для экранопланов-амфибийных судов типа «Акваглайд-60» этот этап
оптимизации АГДК особо актуален, так как физика движения этих судов,
когда крейсерский режим движения осуществляется не на «чистом» экране,
а на аэрогазодинамической воздушной подушке «на поддуве», требует
проведения специализированного вида модельных испытаний с поддувом на
соответствующих поддувных стендах и различного вида моделях,
оборудованных поддувом (см. гл. 5).
Схема выбора оптимальных элементов АГДК
экраноплана-амфибийного судна. Удлинения несущего крыла
Главное при выборе удлинения крыла для такого экраноплана —
обеспечить максимальную величину подъемной силы при движении с поддувом
при заданных конфигурациях поддувного устройства и закрылка крыла на
крейсерской высоте движения крыла над экраном, определяемым
техническим заданием на проектирование экраноплана (заданные
характеристики мореходности, амфибийности и др.).
Для проектного анализа удобно использовать не абсолютную величину
подъемной силы крыла при поддуве Y, а ее относительную величину
Yn = Y/f\ (где ^п суммарная тяга поддувных двигателей). При полной
разгрузке экраноплана, т. е. когда ^П=СЭ, УП= G/Pn =^п- Иначе говоря,
Yn— величина, обратная тяговооруженности экраноплана.
Отсюда вытекает, что максимальная величина подъемной силы крыла с
поддувом соответствует минимальной тяговооруженности экраноплана по поддуву.
Из графиков (рис. 155) видно, что для режимов движения экраноплана
с контактом с поверхностью выгодны меньшие удлинения крыла, чем для
крейсерских режимов движения; из графиков на рис. 156 можно выбрать
оптимальное значение удлинения крыла экраноплана, соответствующее
техническому заданию.
Удельная нагрузка на крыло
От удельной нагрузки на крыло зависят массо-габаритные и тактико-
технические характеристики экраноплана, поэтому этот важный показатель
219

■
h V
'•2 «v >k.
>,, ^.^^ Njs
>M "^^^^
Режимы в контакте с
поверхностью
1
0,9
Х4 > Х2 > ^2 > ^1
Режимы п отрыве
от поверхности
1,0 1.1
1
1,2
А/А„
Рис. 155. Зависимость Yu от h для разных удлинений крыла ЭП
Yni
.
к
h
h
s Зона оптимальных
удлинений крыла
i •
Л3 Ь4
W
X
Рис. 156. Зависимость Yu от X для относительных высот от экрана:
h/hm=\ (полная разгрузка ЭП с нулевым зазором между крылом
и экраном) и Л/Л =1,1 (крейсерская высота движения)
220

Зона оптимальной
удельной нагрузки"
Рис. 157. Зависимость xd от Yn для разных удельных нагрузок
на крыло ЭП
определяется изначально, в первом приближении, исходя из технического
задания на экраноплан. В дальнейшем, в зависимости от дополнительных
данных по проекту, например, после получения данных по струям поддувных
двигателей, этот показатель может уточняться. При этом следует иметь в виду,
что снижение удельной нагрузки на крыло и соответствующее увеличение
размеров крыла приводит к увеличению Уп лишь до некоторого ее значения,
после которого рост Уп существенно замедляется.
Для рассматриваемых экранопланов типа «Акваглайд-60»,
особенностями компоновок которых является носовое расположение ЦТ, с точки
зрения балансировки, продольной устойчивости и управляемости
существенным фактором является требование получения максимально переднего
расположения ЦД от поддува при сохранении достаточно высокого значения
Y. На рис. 157 приведена характерная зависимость ЦД от Yn для
различных удельных нагрузок на крыло экраноплана-амфибийного судна. Видно,
что с уменьшением удельной нагрузки на крыло ЦД экраноплана от
поддува имеет выраженный минимум. В зоне этого минимума и выбирается, как
правило, оптимальное значение удельной нагрузки на крыло.
В ходе дальнейшего проектирования более высокая нагрузка на крыло
может оказаться более предпочтительной, если снижение Yn при этом будет
компенсировано снижением массы крыла и экраноплана ввиду
уменьшения его размеров.
221

Взаимное расположение несущего крыла
и поддувных двигателей экраноплана
В формировании аэрогазодинамической воздушной подушки под
крылом экраноплана-амфибийного судна, с точки зрения требуемых подъемной
силы и ЦД, значительную роль играет расстояние от среза сопла поддувных
двигателей до носовой кромки крыла.
Поэтому в программу модельных испытаний включают исследования
по выбору оптимального значения этого расстояния. Результаты этих
испытаний в виде графика зависимости Уп от xd для разных 1П (рис. 158)
используют для выбора оптимального значения /я. Из графика видно, что
перемещение сопл в нос до какого-то значения приводит к увеличению
относительной подъемной силы поддува. При дальнейшем перемещении этот рост
прекращается. Положение ЦД имеет выраженный минимум. Оптимальные
значения 1П лежат в области носовых значений xd со стороны более высоких
значений Yn.
На стадии проектирования, когда определена центровка экраноплана.
оптимальное значение 1П может быть уточнено.
Влиянием положения сопл поддувных двигателей относительно
несущего крыла по высоте на Yn axd в пределах конструктивных возможностей
компоновок экранопланов-амфибийных судов в первом
приближении^можно пренебречь.
Ч А
Рис. 158. Зависимость Yn от xd для разных 1П для ЭП

ГЛАВА 12
ПЕРВЫЙ ГРАЖДАНСКИЙ ЭКРАНОПЛАН
«АКВАГЛАЙД-5»
12.1. Основные сведения
В соответствии с Правилами классификации и постройки малых экра-
нопланов типа А Российского Морского Регистра Судоходства
(С.-Петербург, 1998) экраноплан «Акваглайд-5» (см. рис. 70) относится к малым эк-
ранопланам типа А, т. е. к высокоскоростным судам, масса которых в
основном эксплуатационном (экранном) режиме поддерживается подъемной
силой, развивающейся на воздушном крыле (крыльях), использующЕм
аэродинамическое влияние близости поверхности воды или иной опорной
поверхности («эффект экрана»), не предназначенных для эксплуатации за
пределами высоты действия «эффекта экрана», с мощностью двигателя более
55 кВт, перевозящих не более 12 пассажиров и имеющих максимальную
массу не более 10 т. Экраноплан спроектирован на класс Российского
Морского Регистра Судоходства (КМ)*2 ЭПм.
Экраноплан предназначен для морских прогулок и водного туризма.
Район эксплуатации экраноплана—морские побережья с удалением от
места убежища не более 20 миль с допустимым расстоянием между местами
убежища не более 100 миль с эксплуатацией в ходовом режиме в светлое
время суток в условиях визуальной видимости береговой черты и других
естественных и искусственных ориентиров и средств навигационного
оборудования морей, а также в условиях постоянной УКВ-радиосвязи с
базовым портом или другими портами и службами, находящимися в районе
эксплуатации экраноплана и имеющими необходимые средства радиосвязи,
средства получения метеопрогноза.
223

Конструктивный тип — малый морской экраноплан типа А с закрытым
салоном и носовым размещением машинного отделения.
Диапазон рабочих температур окружающего воздуха при эксплуатации
от +5 до +30 °С на воде и от 0 до -30 °С на ледовой или заснеженной
поверхности.
Основные характеристики экраноплана:
главные размерения:
Длина габаритная 10,66
Ширина габаритная 5,9
Высота габаритная 3,35
Ширина корпуса на миделе 1,4
Длина корпуса между перпендикулярами 9,9
Высота корпуса от ОЛ 2,17
габариты при транспортировке:
Длина 10,7
Ширина 2,34
Высота 2,5
Наибольшее водоизмещение экраноплана (максимальная взлетная
масса) 2400 кг, стандартное водоизмещение (масса снаряженного
экраноплана) 2000 кг, в том числе дедвейт экраноплана 506 кг (экипаж и
снаряжение — 106, нагрузка — 300, топливо — 100 кг).
Во всех эксплуатационных случаях нагрузки экраноплан на плаву
имеет дифферент от 0 до -0,5°.
Дальность хода экраноплана при запасе топлива 100 кг составляет 350 —
450 км (190—240 миль) в зависимости от метеоусловий (ветер, волна).
Пассажировместимость экраноплана без водителя 4 чел.
Экраноплану во всем диапазоне эксплуатационных нагрузок
обеспечиваются амфибийные характеристики, включающие возможность движения
на мелководье, выхода на необорудованный берег с уклоном до 5°,
движения по суше со скоростью 10—15 км/ч и обратного схода на воду.
12.2. Мореходность экраноплана
Нахождение экраноплана в свободном дрейфе без повреждения
материальной части разрешается при волнении моря до Кг% = 1,25 м и скорости
ветра V до 7 м/с, что соответствует критическим погодным условиям,.
224

Движение экраноплана в крейсерском режиме допускается при
волнении до К^% =- 0,3 м и скорости ветра до 5 м/с, что соответствует наихудшим
допускаемым погодным условиям. Скорость экраноплана на крейсерском
режиме движения составляет 150—170 км/ч (80—92 уз).
С четырьмя пассажирами обеспечивается взлет на тихой воде; с
тремя — при наихудших допускаемых погодных условиях. Посадка
экраноплана обеспечивается любым курсовым углом на волнении до 0,5 м
обеспеченности при максимальной скорости ветра до 10 м/с.
Непотопляемость экраноплана обеспечивается при разрушении обоих
пневмобаллонов и затоплении полостей в одной из консолей крыла.
Высокая маневренность экраноплана достигается с помощью разнотя-
га воздушных винтов. Диаметр циркуляции экраноплана на малых ходах в
водоизмешающем положении при максимальном разнотяге воздушных
винтов составляет не более 1,5—2,0 длин корпуса экраноплана. Полная
циркуляция экраноплана на крейсерской скорости -1500 м. Диаметр циркуляции
(разворота) экраноплана на твердой поверхности (земля, лед, снег) около
0,5 длины корпуса экраноплана.
Г 1ериод килевой качки экраноплана на взволнованной поверхности моря с
высотой 0,3 м не превышает 3 с при амплитуде угловых колебаний не более 4°.
12.3. Состав и размещение экипажа
'Зкипаж экраноплана состоит из одного водителя, кресло которого
установлено по диаметральной плоскости (ДП) экраноплана в носовой части
пассажирского салона (рис. 159).
Кресло водителя имеет отклоняющуюся спинку и откидывающиеся
подлокотники. Оно может перемещаться вперед и назад для установки в
удобное для водителя положение.
С места водителя обеспечивается обзор с углом зрения в
горизонтальной плоскости 270°, в вертикальной плоскости: вверх — 7°, вниз — 14°.
12.4. Общее расположение и архитектура
Корпус экраноплана (рис. 160 см, цв. вклейку) по длине разден на
4 отсека:
1) машинное отделение (нос —4 шп. (переборка)). В отсеке
располагаются двигатель; трансмиссия; системы: охлаждения двигателя,
топливная, управления двигателем, вентиляции и отопления салона,
очистки и обмыва лобовых стекол, гидравлики; газовыхлоп, воздухо-
заборное устройство и привод изменения углового положения
плоскости диска винтов;
15 Зак. 194
225

Рис. 159. Салон ЭП «Акваглайд-5»
2) пассажирский салон (4—10 шп.). В салоне размещаются пульт
управления; левый и правый бортовые пульты; штурвал; кресло водителя;
четыре пассажирских кресла; спасательные жилеты; двери выхода из салона
на левый и правый борт; огнетушитель и сигнальные средства;
3) технический отсек (10—13 шп.). В отсеке размещаются щит
электропитания 27 В; воздухоохладитель системы кондиционирования воздуха;
воздухонагнетатели системы наддува пневмобаллонов; агрегаты систем
управления рулями направления, закрылками, водяным рулем;
4) аккумуляторный отсек (13 шп.—корма). В отсеке размещаются
аккумуляторные батареи, разъемы берегового электропитания 12 и 27 В.
12.5. Противопожарная защита
В конструкции экраноплана предусмотрена противопожарная изоляция
переборки, отделяющей мотоотсек от салона, предназначенная для защиты
от распостранения пламени в салон. Противопожарной огнезащитной
изоляцией оборудованы также верхняя обшивка и стенки отсека топливного
бака.
В качестве активных огнетушащих средств на экраноплане
применяются четыре малогабаритных аэрозольных огнетушителя МАГ-ЗМ и один
ручной, переносный огнетушитель порошковый ОПУ-2-3.
226

12.6. Надежность и ремонтопригодность
Высокий срок службы планера экраноплана достигается за счет
изготовления его из композитных материалов, не подверженных коррозии.
Примененные в конструкции металлы (алюминиево-магниевые сплавы и
нержавеющие стали) обладают антикоррозийными свойствами или имеют
защитные покрытия.
Эксплуатационная живучесть конструкции планера обеспечивается
системой периодического контроля ее состояния с использованием наземных
инструментальных методов.
Надежность энергетической системы и радионавигационного
оборудования экраноплана достигается:
— обеспечением дублирования электропитания ответственных
потребителей;
— селективным методом защиты потребителей;
— применением серийного оборудования, в том числе ведущих
мировых фирм Японии, США, Германии.
На экраноплане установлен двигатель фирмы «Mercedes-Benz»,
надежность которого и его систем обеспечена известной германской
фирмой-производителем.
На экраноплане установлена трансмиссия и воздушные винты
специальной разработки, надежность которых обеспечена применением
соответствующих материалов, деталей и покрытий, а также расчетами и
испытаниями, подтверждающими прочность и долговечность для возможных
случаев нагружения в эксплуатации.
В системах и устройствах экраноплана использованы узлы и покупные
изделия, надежность которых проверена при эксплуатации авиационной
техники и других экранопланов.
Высокая ремонтопригодность конструкций планера из композитных
материалов обеспечена благодаря свободному доступу к конструктивным
элементам и простоте восстановления их целостности за счет заделки
поврежденных участков стеклотканью, пропитанной связующим.
Ремонтопригодность энергетической системы и радионавигационного
оборудования достигнута:
— обеспечением свободного доступа к приборам и агрегатам;
— применением унифицированных деталей и узлов;
— блочным методом построения систем;
— наличием диагностики в составе отдельных систем.
Компоновка агрегатов, узлов и систем на экраноплане обеспечивает
проведение профилактических осмотров, регламентных и ремонтных
работ, а также замену агрегатов с минимальной разборкой смежных систем.
227

12.7. Безопасность труда
Экраноплан построен в соответствии с Правилами классификации и
постройки малых экранопланов типа А Российского Морского Регистра
Судоходства под наблюдением последнего и имеет соответствующий
сертификат Регистра.
Обслуживание и эксплуатация экраноплана и его оборудования
производится водителем, имеющим соответствующее разрешение с учетом
особенностей страны, в которой эксплуатируется экраноплан.
Общее расположение экраноплана, его механизмы, устройства и
системы выполнены с учетом соблюдения правил по технике безопасности и
требований по эргономике.
12.8. Средства от загрязнения окружающей среды
На экраноплане имеется емкость для сбора мусора. Для
предотвращения попадания масла и топлива из мотоотсека в воду техническое
обслуживание силовой установки в мотоотсеке выполняется только на берегу.
В аппаратуре контроля и запуска двигателя предусмотрен контроль за
оптимальным составом горючей смеси, подаваемой в двигатель.
12.9. Условия обитания
На экраноплане обеспечиваются нормальные условия обитания при
эксплуатации в районах с температурой атмосферного воздуха от —25 до
+34 °С и относительной влажностью 65—80 % за счет системы летнего
кондиционирования воздуха в пассажирском салоне и системы воздушного
отопления салона (при низких температурах) с использованием тепла от
системы охлаждения двигателя.
Системы кондиционирования и отопления работают только при
работающем двигателе.
Освещенность салона не менее 70 лк на уровне 0,7 м от палубы.
Уровни шумов в салоне не более 70 дБ.
12.10. Планер экраноплана
Планер экраноплана состоит из корпуса, крыла с закрылком, скегов,
килей с рулями направления, стабилизатора (крыла кормового).
Конструкция, материалы и прочность планера соответствуют
назначению и заданным условиям эксплуатации экраноплана. Материал отдельных
конструкций и способы соединения указаны в соответствующих разделах.
228

За основу всех композиционных материалов взят стеклопластик в
соотношении: 40—45 % клеевая матрица: 55—60 % стеклоткань.
Корпус
Корпус экраноплана (рис. 161) состоит из двух половинок—ЛБ и ПрБ,
которые выполнены от носа до кормы целыми частями.
Наружные обшивки днища, бортов, тента, крышки люков носовой
части изготавливаются из трехслойного композитного материала на основе
стеклоткани ЭЗ/1-100-ПТ (d=0,l мм) со связующим на основе эпоксидно-тио-
коловой смолы К-153 с отвердителем ОС-2.
В качестве заполнителя использованы пенопласты: HEREX C70.55
(Финляндия) и полихлорвиниловый ПХВ-1 -115 (Россия). Заполнитель по наружной
обшивке борта и днища корпуса HEREX C70.55 имеет высоту 5 и 10 мм. С
наружной стороны борта выложены три слоя стеклоткани, с внутренней—два
слоя. Стеклоткань уложена взаимно перпендикулярно по отношению к ДП.
Для увеличения жесткости корпуса в целом и прочности отдельных
элементов часть силовых элементов конструкции корпуса (шпангоуты №1,4,6,
7, 11, 12, фундамент под главный двигатель, продольные балки тента и
днища, стрингеры № 1, 2 в носовой части, подкрепление под буксировку)
изготавливаются из алюминиево-магниевого сплава 1561 (листы и профили).
Переборки на шпангоутах № 4, 10, 13 — плоские, трехслойные. Их
конструкция аналогична наружной обшивке борта. Заполнитель высотой
10 мм обтянут двумя слоями стеклоткани с каждой стороны. Укладка слоев
вертикально-горизонтальная.
Переборки вклеиваются в корпус с помощью упоров из ПХВ-1-115.
Переборка № 10 дополнительно крепится к центроплану через профили из
сплава 1561 и болтовое соединение.
На переборке шпангоута № 4 имеется крышка, конструкция которой
аналогична конструкции переборки. Крышка крепится к переборке
болтами на анкерных гайках.
Выгородки шпангоутов № 1,2, 3, продольные выгородки воздушного
канала выполнены из листового (5=1,0 и 1,5 мм) и профильного (угольники
15x15x1,0 и 20x20x1,5 мм) материала сплава 1561.
Конструкции шпангоутов № 0, 2, 21/2, 8, 12, стрингера № 2 (в корму от
4-го шп.) и стоек окон выполнены из пенопласта, обтянутого двумя слоями
стеклоткани Т-10-80 (5=0,25 мм) и ЭЗ/1-100-ПТ (5=0,1 мм), и имеют
высоту 30 мм. Шпангоуты вклеиваются в корпус клеем на основе смолы К-153.
Носовая крышка с решеткой изготовлена монолитной из стеклоткани
Т-10-80 со смолой К-153. Остальные крышки с решетками изготовлены
сварными из сплава 1561. Все основные крышки корпуса устанавливаются
на подкладных полосах из сплава 1561 и креплением на четвертьоборот-
ных замках, анкерных гайках и болтах.
229

К)
о
Л. Пил на ЛБ oi ДН
+ПрБ - симметрично
vc:iobhuo оГкпничския:
пореооркя. платформы
мст.тяичеекие
вс 1»м ii:i6<irm "
4 3 2' 2 1 0 *-"ш,ов
В. Типовой у им cof.iHiiiHHM копий набора
Б. Типовые сечении яетв#й напора
го.,-7
I I |\«
JLHh
*ж-
W
\г V> \'<>
17
А-А
,га
иЖ
^3
\.? \v \is\ i:
Рис. 161 Конструктивная схема корпуса:
/ — башмак соединения килей с корпусом; 2 — трехслойная обшивка корпуса; 3 — ветви набора; 4 — узлы соединения ветвей
набора; 5 — фундамент двигателя; 6 — обклейка слоем стеклоткани; 7— стеклопластиковые обшивки; 8 — пенопласт;
9 — подкладная приклеенная полоса ткани; 10—- П-образный металлический профиль; // — болтовое соединение;
jjg|^^ffiiJftfffljfEJi^^ Tffj-Tji"** i "'l flf" йТГ' i_~*f ——'|"^7-~""-~—"»—""^«-ветвь; IS—сварнойметаляи-
ческиА CSamvia* -yina-, T6 — металлическая ветвь; / 7 — болт, анкерная гайка; /<9 — проставка: /9 — переклейка стеклгггкагг/,/п.

ф Соединение обшивок корпуса ЛБ и ПрБ между собой по ДП клеевое с
5рилением шва дополнительными лентами сверху и снизу из стеклоткани
Т-10-80. Соединение борта корпуса с центропланом и днищем
осуществляйся приклейкой монолитного фланца корпуса толщиной 3,5 мм и крепле-
нием его болтами к центроплану. Для соединения металлических деталей
щ)именлется сварка, клепка, резьбовой крепеж. Для соединения деталей из
И&мпозитных материалов между собой и с металлическими деталями
приценяется клепка, резьбовой крепеж, склейка.
Крыло
Крыло состоит из следующих частей: центроплана крыла (ЦПК); двух
отъемных частей крыла (ОЧК ЛБ и ОЧК ПрБ); закрылка из четырех секций.
Соединение ЦПК и ОЧК — болтовое на прессованном профиле
уголкового сечения по верхней и нижней плоскостям крыла. Профиль
выполнен из алюминиево-магниевого сплава 1561 и ЦПК и ОЧК двухрядным
заклепочным швом на герметике. Крепление секций закрылков к ЦПК и ОЧК
осуществляется при помощи петель из латуни, устанавливаемых на болтах
на силовых поясах закрылка и 11-й стенки ЦПК и ОЧК.
Обшивки верхней и нижней поверхностей ЦПК изготавливаются из
трехслойного композитного материала на основе вариантов сочетания
стеклотканей Т-10-80 и ЭЗ/1-100-ПТ со связующим на основе эпоксидно-тио-
жоловой смолы К-153. Заполнитель — пенопласт HEREX C70.55 толщиной
10 мм. На верхней обшивке ЦПК расположены крышки топливного бака и
насосного отсека. Конструкция крышек аналогична конструкции верхней
обшивки ЦПК.
Центроплан крыла имеет 8 силовых поперечных стенок, две
продольные стенки (нервюры) ЛБ, две продольные стенки ПрБ и диаметральную
нервюру между 4-й и 9-й стенками. Стенки имеют композитную
конструкцию трехслойную стенку, усиленную фермами из уголков сплава 1561 с
обеих сторон, установленными на стенке с помощью болтов через
вклеенные втулки. Нервюры ЦПК у разъема изготавливаются из
алюминиево-магниевого сплава 1561 (лист 5=0,8 мм, уголковые профили). Крепление — по
периметру к стыковочным угольникам заклепками двухрядным швом на
герметике.
Соединение обшивок со стенками и стенок с нервюрами
осуществляется с помощью клея и болтов через башмаки из сплава 1561. В районе 9 —
11-й поперечных стенок в ДП устанавливается ящик выдвижного руля.
Конструкция ящика из листов и профилей из сплава 1561, крепление к ЦПК —
с помощью клея и болтов.
Конструкция обшивок верхней и нижней плоскостей ОЧК аналогична
конструкции обшивок ЦПК. Высота заполнителя 10 мм с обклейкой его с
обеих сторон двумя слоями стеклоткани.
231

Конструкция стенок ОЧК аналогична конструкции стенок ЦПК.
Высота заполнителя 15 мм с обклейкой его с обеих сторон двумя слоями
стеклоткани.
Конструкция нервюр ОЧК у разъема аналогична конструкции нервюр
ЦПК.
Соединение обшивок и стенок ОЧК с помощью клея и болтов.
Съемные носки
Съемные носки изготавливаются комбинированными из листов алю-
миниево-магниевого сплава 1561 и стеклопластика толщиной 2 мм на
основе стеклоткани Т-10-80 и смолы К-153. Крепление съемных носков
крыла к корпусу и ЦПК — болтовое.
Закрылок
Обшивки верхней и нижней плоскостей закрылка изготавливаются из
трехслойного композитного материала на основе стеклотканей Т-10-80 и
ЭЗ/1-100-ПТ со связующим на основе эпоксидно-тиоколовой смолы К-153.
Заполнитель — пенопласт HEREX C70.55 толщиной 10 мм.
Конструкция стенок и нервюр закрылков трехслойная с высотой
заполнителя 15 мм. Торцевые нервюры имеют форму швеллера.
Соединение обшивок закрылков со стенками и нервюрами — клее-бол-
товое.
Секции закрылков запенены монтажной пеной. Секции закрылков
соединяются между собой в ДП и в плоскости разъема ЦПК с ОЧК Через
Z-образный профиль из нержавеющей стали марки 12Х18Н10Т.
Скеги
Скеги являются едиными конструкциями с ОЧК. Их обшивки
аналогичны. Заполнитель высотой 5 мм обклеен двумя слоями стеклоткани
Т-10-80 или ЭЗ/1-100-ПТ.
Скеги имеют силовую нервюру по всей длине по оси скега.
Конструкция нервюры — трехслойная с толщиной заполнителя 15 мм, усиленная с
двух сторон фермами из уголкового профиля сплава 1561.
Кили с рулями направления
Кили "
Обшивка килей в районе от передней до задней стенок (кессонная ч$£ть)
изготавливается из трехслойного композитного материала на основе
Стеклоткани ЭЗ/1-100-ПТ (d=0,l мм) и смолы К-153. В качестве заполнителя
используется пенопласт HEREX C70.55 высотой 5 мм. С каждой сторойЫ —
по два слоя стеклоткани.
Конструкция носков, стенок и нервюр килей аналогична обшивке
килей. Высота заполнителя 5 мм.
В верхней части передней и задней стенок киля установлены на болтах
кронштейны — подкрепления под носовую и кормовую опоры стабилйза-
232

тора; на заднем кронштейне предусмотрен узел крепления руля
направления.
Материал кронштейнов — алюминиево-магниевый сплав 1561.
Кормовые обтекатели килей и форкили изготовлены монолитными из трех
слоев стеклоткани ЭЗ/1-100-ПТ и клея на основе смолы К-153.
Сборка киля осуществляется путем склейки обшивок со стенками и
нервюрами, приклейки к ним носков и обтекателей, а также креплением
болтами верхних кронштейнов к обшивкам киля.
Нижний обтекатель киля и форкиль приклеиваются к корпусу.
Крепление киля к корпусу осуществляется через силовые башмаки из
сплава 1561 болтовым соединением с башмаками корпуса между 11-ми
12-м шпангоутами.
Рули направления
Обшивка рулей направления изготавливается из трех слоев по 0,1 мм
стеклоткани ЭЗ/1-100-ПТ с клеем на основе смолы К-153 и заполнителя —
пенопласта HEREX C70.55 толщиной 5 мм.
Стенки и нервюры рулей направления выполнены из трехслойной
конструкции и аналогичны стенкам и нервюрам киля с заполнителем высотой
5 мм, обклеенного тремя слоями стеклоткани по стенкам и двумя — по
нервюрам.
Вверху стенки установлен палец из нержавеющей стали марки
12X18Н10Т, свободно вращающий руль направления в подшипнике,
установленном на кронштейне по стенке киля.
В нижней части стенки руля направления установлен на заклепках
кронштейн приводной из сплава 1561.
Соединение обшивок, стенки и нервюр руля направления — клеевое.
Крепление кронштейна приводного к обшивке,—заклепочно-болтовое,
а кронштейна, ведущего к приводному,— болтовое.
Стабилизатор (крыло кормовое)
Верхняя и нижняя обшивки стабилизатора изготавливаются
трехслойными на основе стеклоткани ЭЗ/1-100-ПТ и смолы К-153. В качестве
заполнителя использован пенопласт HEREX C70.55 высотой 5 мм, обтянутый
двумя слоями стеклоткани, уложенными взаимно перпендикулярно. В
носовой части и по стыку обшивок использован полихлорвиниловый
заполнитель ПХВ-1 -115.
Конструкция передней и задней стенок и нервюр стабилизатора
аналогична конструкции обшивок с толщиной заполнителя 25 мм. Стенки на
2/3 своего размаха усилены верхним и нижним поясами — угольником из
сплава 1561.
В районе соединения стабилизатора с килем по стенкам и нервюрам на
стеклопластиковых вкладышах толщиной в высоту пенопласта
установлены башмаки крепления стабилизатора из алюминиево-магниевого сплава
233

1561. Крепление башмаков к стенкам стабилизатора — болтовое.
Башмаки — сварные.
Нервюры разрезаются при пересечении со стенками и переклеиваются
стеклотканью.
Обшивки законцовок ЛБ и ПрБ стабилизатора изготавливаются
монолитными из стеклоткани ЭЗ/1-100-ПТ со связующим на основе смолы
К-153. Бракеты законцовок — из HEREX C70.55, обтянутые стеклотканью.
Соединение обшивок со стенками, нервюрами и законцовками —
клеевое с помощью клиньев из ПХВ-1-115.
Соединение стабилизатора с килем—болтовое через
башмаки-кронштейны типа «ухо-вилка» из сплава 1561, обеспечивающие различное
положение крыла кормового относительно килей и основной плоскости.
Соединение стабилизатора с килем закрывает зализ, представляющий
собой монолитную конструкцию из трех слоев стеклоткани ЭЗ/1-100-ПТ и
связующего на основе смолы К-153. д
Крепление зализа к килю в килевые кронштейны на верхней
нервюре — на винтах.
Защита от коррозии и окраска
Основные конструкции экраноплана изготавливаются из коррозиесярой-
ких материалов и сплавов (стеклопластик, пенопласты ПХВ-1-115, HEREX
С70.55, пенополиуретан, алюминиево-магниевые сплавы, нержавеющие
стали). Все отсеки покрываются краской снаружи и изнутри. При
сочетании химически активной пары материалов они изолируются друг от друга
клеем, герметиком или конструктивными зазорами.
12.11. Судовые устройства
Рулевое устройство §
На экраноплане установлены два воздушных руля и водяной
выдвижной руль, используемый при маневрировании на воде до скорости 80 км/ч.
Поворот рулей осуществляется штурвалом через штуртросную
проводку. Рули перекладываются синхронно на максимальный угол 30° на стж-
дый борт при повороте штурвала соответственно на угол ±45°. |
Максимальное усилие на штурвале не более 120 Н (12 кг). '*
Водяной руль автоматически соединяется с проводкой управления только
в выпущенном положении. Выпуск водяного руля осуществляется
гидроцилиндром-амортизатором. Руль выпускается ниже основной плоскости
накапанных баллонов экраноплана на 150 мм (при спущенных баллонах—на 350аш).
Управление закрылком
Перекладка закрылка осуществляется с помощью электромехаШфма
УЗ-1 AM с ходом штока 105 мм, который соединен с закрылком через качалку
V
t
234 %

иЫевмоамортизатор. Управление электромеханизмом осуществляется руко-
ярюй, расположенной на правом бортовом пульте управления экранопланом.
с Управление угловым положением плоскости дисков воздушных
■шггов
Изменение углового положения плоскости дисков винтов
производится гидр о цилиндром с ходом 110 мм, соединенным через силовые качалки с
яоботом трансмиссии.
Управление гидроцилиндром осуществляется с помощью датчика
рассогласования и распределителя гидросистемы ГА-163/16 рукояткой,
расположенной на правом бортовом пульте управления экраноплана.
Якорное устройство
На экраноплане размещен якорь Матросова массой 10 кг и якорный
жанат окружностью 35 мм, состоящий из двух концов длиной по 25 м
каждый. При постановке на якорь канат крепится на швартовную утку,
расположенную на крыле экраноплана.
Швартовное и буксирное устройства
Для швартовки экраноплана установлены швартовные утки,
закрепленные на крыле в носовой и кормовой частях, по утке на борту.
В снабжении экраноплана имеются два швартовных конца
окружностью 35 мм, длиной 15 м каждый, бросательный конец длиной 25 м, крюк
отпорный и два кранца.
Для буксировки экраноплана в его носовой оконечности имеется рым,
за который крепится буксирный конец с буксировщика. В качестве
буксирного конца может использоваться якорный канат.
Воздушно-амортизирующее устройство
Воздушно-амортизирующее устройство экраноплана представляет
собой надувную конструкцию из трех поплавков-пневмобаллонов,
укрепленных на днищевых плоскостях корпуса и скегов. Величина объемов
поплавков-пневмобаллонов, их расположение относительно ЦТ и величина
избыточного давления, создаваемого в полостях пневмобаллонов системой
наддува, обеспечивают экраноплану удовлетворительные гидростатические,
амортизирующие и амфибийные характеристики. Суммарный объем
пневмобаллонов составляет 3,0 м.
Давление в пневмобаллонах в режиме плавания поддерживается в
диапазоне 2,0—2,5 кПа (200—250 кгс/м), на амфибийных режимах движения —
1,0—1,5 кПа (100—150 кгс/м).
Боковые и центральный пневмобаллоны представляют собой надувные
поплавки обтекаемой формы, укрепленные по концам крыла на скегах и
под корпусом экраноплана соответственно. В них создается и
поддерживается избыточное давление воздуха. Длина бокового баллона - 7520 мм,
объем — 0,97 м3, длина центрального баллона - 6310 мм, объем - 1,05 мЗ.
235

Каждый из пневмобаллонов состоит из внешней оболочки покрышки
и герметичной камеры. Покрышки изготавливаются из технической
полимерной ткани «Виниплен 6575», имеющей прочность на растяжение 600 Н/см2^Ма-
териал масло- и нефтеустойчив, имеет температурный режим от +70 до
40 °С. и
На внешней поверхности покрышек с шагом 80—90 мм приклеенм по-
лиуретановые срывники треугольного профиля с катетами 5x20 мм. В
Отпасти наибольшего абразивного износа покрышки имеют утолщение —• :ЩрЯо-
шву. Подошва изготавливается из термопластичного полиуретановогОЯкге-
риала. Оболочки-покрышки прикрепляются к корпусу винтовым контэтВш
креплением. Камеры пневмобаллонов изготавливаются из техническетикь
лимерной ткани «Виниплен 4126», имеющий прочность на растящКве
225 Н/см2. >МК
Спасательные средства IK
На экраноплане имеются следующие спасательные средства: щШ
— шесть спасательных жилетов, которые размещаются под крешНга
салона и в техническом отсеке (запасной, детский); JjB
— плавучий спасательный линь с петлей, размещенный в техничШрм
отсеке. Шк
12.12. Дельные вещи '•
>\
Экраноплан имеет остекление, состоящее из одного лобового
(триплекс) и восьми боковых (оргстекло) стекол (по четыре на каждом 6opfiy).
Входные двери (1280x900 мм) установлены на петлях на обоих 6opirax и
запираются замком-защелкой автомобильного типа. На переборке 10-го
Шпангоута установлена дверь (1100x500 мм) для доступа в технический отедк.
В носовой части корпуса экраноплана установлены люковые крШгки
для доступа к двигателю. В кормовой части корпуса установлена крншка
аккумуляторного отсека. щ
Воздушные винты ограждаются трубами из алюминиево-магинного
сплава, крепящимися к крышкам редукторов винтов на штатных шшвдЬах
12.13. Изоляция помещений и покрытия {Щ
Теплозвукоизолядия салона обеспечивается трехслойной констшкт
ей наружной обшивки экраноплана. Противопожарная изоляция сайта от
пожароопасных помещений (машинного отделения и отсека топлфвогс
бака) осуществляется специальными матами из листа нержавеющещетали
5=0,25 мм и трех слоев базальтовой ткани. Помещения, оборудование
механизмы окрашиваются. уШ

Рис. 162. Пульт управления ЭП «Акваглайд-5»
12.14. Отделка салона
Внутренняя отделка салона выполнена декоративными панелями из
стеклопластика, оклеенными искусственной кожей. Палуба имеет ковровое
покрытие.
12.15. Оборудование помещений
В пассажирскиом салоне расположены пульты управления экранопла-
ном (рис. 162). Перед пультами установлено кресло водителя и сзади
четыре кресла для пассажиров. Кресла оборудованы ремнями безопасности.
В машинном отделении имеется поднимающаяся крышка для
обслуживания двигателя, которая открывается с места водителя.
12.16. Судовые системы
Система кондиционирования и вентиляции
Система обеспечивает режимы кондиционирования и вентиляции
пассажирского салона экраноплана. Она включает: воздушный канал, конден-
237

сатор МФК-3110, заслонку, испаритель BEU-303-10, фильтр-ресивер.рас-
положенные в техническом отсеке, и фреоновый компрессор,
установленный на двигателе. Заслонка воздушного канала обеспечивает
переключение с режима кондиционирования на режим вентиляции.
В режиме кондиционирования атмосферный воздух, засасываемый
через воздухозаборник, расположенный на тенте корпуса, поступает по
воздушному каналу на охлаждение конденсатора, а теплый воздух из салона
поступает через горизонтальное отверстие воздушного канала в испаритель
охлаждается и подается в вентиляционный канал пассажирского салЬна. В
режиме вентиляции заслонка перекрывает горизонтальное отверстие
поступления воздуха из салона, и атмосферный воздух через воздухозаборник Тента
вентилятором испарителя подается в вентиляционный канал
пассажирского салона.
Управление заслонкой воздушного канала и испарителем
осуществляется дистанционно с пульта водителя.
Система отопления Д
Для отопления пассажирского салона устанавливается отопител$|авто-
мобильного типа, где в качестве теплоносителя используется тешофисте-
мы охлаждения двигателя. Отопление салона осуществляется только при
работающем двигателе. Атмосферный воздух подается
электровентилятором через отопитель в салон, на лобовое стекло. :,:;
Управление отопителем и электровентилятором отопителя
осуществляется с пульта управления водителя. |
Система гидравлики |,
Система гидравлики предназначена для питания рабочей жидйвстью
гидроприводов поворота лопастей воздушных винтов движитёл|ного
комплекса, выпуска-уборки водяного руля и изменения угловогбшоло-
жения плоскости дисков винтов (поворота трансмиссии). В качеств
рабочей жидкости используется масло ATF DEXRON II или мине^рЬное
масло АУ. Подачу рабочей жидкости из маслобака емкостью 1 л 4$рспе-
чивает шестеренчатый насос с рабочим расходом 6—8,5 л/мин:
лении до 11 МПа.
В состав системы входят также фильтр, трехлозиционные эле!
нитные краны ГА 163/16, напорные клапаны, предохранительный]
ГА186М, два гидроцилиндра трансмиссии, гидроцилиндры пово[
миссии и выпуска водяного руля, гидрозамки и трубопроводы.
Трубопроводы системы выполняются из нержавеющей стал|
единены между собой соединениями по наружному конусу и
рукавами.
Для охлаждения рабочей жидкости используется один из отсе!
атора системы охлаждения двигателя.
238

I Управление гидросистемой поворота лопастей воздушных винтов и
цргуска-уборки водяного руля осуществляется переключателями, распо-
дцисенными, соответственно, на штурвале и центральной панели управле-
яря, а поворота трансмиссии — рукояткой на правом бортовом пульте
управления.
;js Система наддува пневмобаллонов
f Источником давления являются два воздухонагнетателя-ресивера
производительностью 20 л/с каждый при давлении 300 Па.
> Воздухонагнетатели имеют обратные клапаны, удерживающие давле-
яве воздуха в системе при неработающем нагнетателе. Воздухонагнетатели
подают воздух в центральный пневмобаллон, а из него через воздуховоды
воздух подается в боковые гшевмобаллоны. Поддержание необходимого
давления в режиме восполнения утечек обеспечивается автоматически
включением и отключением одного из воздухонагнетателей по сигналу датчика
давления.
Стравливание воздуха из пневмобаллонов производится через клапан
центрального пневмобаллона. Открывается клапан нажатием на толкатель
клапана, расположенный под ногой водителя.
Система пожаротушения
Для тушения пожара в мотоотсеке экраноплана устанавливаются
малогабаритные аэрозольные огнетушители МАГ-ЗМ. На центральном пульте
управления водителя имеется панель пожаротушения с двумя
выключателями «1 очередь» и «II очередь» для поочередного привода в действие
огнетушителей. Огнетушители I очереди имеют огнепроводные шнуры,
которые при наличии открытого пламени возгораются и вызывают
автоматическое срабатывание огнетушителей.
Системы питания указателя скорости (СПУС) и очистки и
обмыва лобовых стекол
СПУС состоит из двух пластмассовых трубок, соединяющих штуцера
приемника воздушного давления ПВД-6М, расположенного в стойке на
крыше салона, со штуцерами указателя скорости УС-250К, расположенного на
панели пульта управления.
Лобовое стекло имеет стеклоочиститель автомобильного типа и
систему омывания.
12.17. Силовая установка, трансмиссия,
движительный комплекс
Силовая установка экраноплана состоит из двигателя, его систем
(топливной, масляной, охлаждения), воздухозаборных и газовыхлопных
устройств.
239

Двигатель
На экраноплане установлен четырехтактный восьмицилиндровыв
автомобильный двигатель Ml 19 фирмы «Mercedes-Benz» с жидкостный
охлаждением (рис. 163). Максимальная мощность двигателя 240 кВт (326 л. с.)
при 5500 об/мин. Максимальная используемая на экраноплане мощность
двигателя составляет 260 л. с. при 5300 об/мин. Расход топлива (бвйзин
АИ-95 или другой с октановым числом не ниже 95) 35—40 кг/ч на
крейсерском режиме движения экраноплана. Щ
В комплектацию двигателя входят генератор (14 В), компрессор* для
системы кондиционирования воздуха и насос системы гидравлики. С$сто-
роны выходного вала на двигатель навешаны коробка приводов с геншато-
ром (28 В) и центробежной муфтой. Щ
Двигатель оснащен электронной системой, обеспечивающей заяуск,
работу, индикацию параметров и оптимальный расход топлива на задаЙном
режиме работы. ф
Управляется двигатель рычагом, расположенным на левом борфвом
пульте водителя. :ф
Топливная система ;ф
Запас топлива находится в баке (в ЦПК). Подача топлива к двиг%елю
осуществляется блоком топливных насосов. Измерение количества
топлива производится датчиком уровня топлива. Щ
Приемный трубопровод из труб алюминиевого сплава расположи на
левом борту экраноплана. Трубопроводы питания и слива топлива из
двигателя расположены в ЦПК. ,р
Рис. 163. Двигатель ЭП «Акваглайд-5»
240

Системы масляная и охлаждения
Масляная система двигателя автономная, принудительная, входит в
конструкцию двигателя.
Система охлаждения двигателя жидкостная, закрытая с
принудительной циркуляцией охлаждающей жидкости («Тосол 40»).
В состав системы входят циркуляционный центробежный насос с
термостатом, радиатор фирмы «Mercedes-Benz» с двумя вентиляторами и
кожухами, радиатор с вентилятором и кожухом, два расширительных бачка и
трубопроводы.
Воздухозаборное устройство и газовыхлоп
Воздухозаборное устройство обеспечивает подачу атмосферного
воздуха в мотоотсек для питания двигателя, охлаждения радиаторов системы
охлаждения, масляного радиатора и вентиляции мотоотсека.
Воздухозаборное устройство включает три воздухозаборника на корпусе экраноплана:
— носовой воздухозаборник-решетка в ДП, обеспечивающий
охлаждение главного редуктора и питающий воздухом вентилятор трансмиссии;
— воздухозаборник с козырьком над трансмиссией, питающий
воздухом вентилятор трансмиссии;
— воздухозаборник с решеткой перед лобовым стеклом,
обеспечивающий продувку воздухом радиатора «Mercedes-Benz» и масляного радиатора
с помощью вентилятора двигателя и скоростным напором, а также
продувку мотоотсека.
Газовыхлоп обеспечивает отвод в атмосферу выхлопных газов
двигателя и глушение акустического шума выхлопной струи. Он включает два
глушителя марки 949700GR с подвеской и газоотводные трубы. Глушители
располагаются вне корпуса экраноплана в обтекателях на корпусе перед
носком крыла, которые продуваются воздушной струей от винтов и
набегающим потоком.
Трансмиссия
Передача мощности от двигателя к двум воздушным винтам
производится через центробежную муфту и карданный вал, соединенный с
трансмиссией. Трансмиссия включает в себя один центральный и два боковых
редуктора, соединенных общим корпусом и шлицевыми валами. Корпус
трансмиссии крепится к бортам корпуса экраноплана.
Движительный комплекс
В качестве движителей на экраноплане применены тянущие четырехло-
пастные винты регулируемого шага АВ-110, установленные на выходных
валах боковых редукторов. Винты обеспечены двумя фиксированными
положениями лопастей по шагу. Лопасти изготовлены из алюминиевого сплава.
В качестве привода изменения шага лопастей воздушных винтов соосно
с их осями на корпусах боковых редукторов установлены гидроцилиндры.
16 Зак. 194
241

12.18. Электрооборудование
Основным родом электрического тока на экраноплане принят
постоянный ток напряжением 12 и 27 В: 12 В для потребителей энергетической
установки, систем вентиляции, кондиционирования и сигнального горна,
27 В для сигнально-отличительных огней, радионавигационного
оборудования, системы освещения, механизмов управления экраноплана и возду-
хонагнетателей системы ВАУ и системы пожаротушения.
Источниками электроэнергии являются: генератор переменного тока
фирмы «Bosch» (Германия) с встроенным выпрямителем и регулятором
напряжения (13—14 В), генератор переменного тока с встроенным
выпрямителем и автономным регулятором напряжения (27—31 В), две аккумуляторные
батареи — одна подзаряжаемая батарея 12 В емкостью 70 Ач и одна
подзаряжаемая батарея 24 В, составленная из двух аккумуляторных батарей
напряжением 12 В емкостью 55 Ач каждая. Батарея запуска расположена в
моторном отсеке на ЛБ (12 В), батарея 24 В — в кормовом аккумуляторном отсеке.
Распределение электроэнергии производится по однопроводной
системе. Питание потребителей — двухпроводное, кроме автомобильного
оборудования. Для питания электроэнергией потребителей установлен кабель
марки БПДО.
На экраноплане имеются основное освещение по двум независимым
цепям напряжением 27 В и переносное напряжением 27 В.
Основное освещение выполняется светильниками с
люминесцентными лампами фирмы «Agua Signal» (Германия), освещение технического
отсека — светильником с лампой накаливания.
12.19. Средства связи, навигации и сигнализации
Средства внешней связи
Для обеспечения ближней двусторонней радиосвязи с судами и
береговыми службами, работающими в системе ГМССБ морской район А1, и
автоматической передачи сигнала бедствия на экраноплане применен
судовой приемопередатчик УКВ-диапазона с цифровым избирательным
вызовом. Диапазон частот 156,025—163,275 МГц.
Для обеспечения радиосвязи, в том числе аварийной, на экраноплане
установлены два переносных радиотелефона спасательных средств с
диапазоном частот 156,300—156,850 МГц.
Для передачи сигналов оповещения о бедствии на спутники системы
КОСПАС-САРСАТ на экраноплане установлен аварийный радиобуй.
Для обеспечения определения местоположения экраноплана при бедствии
в салоне под зашивкой тента установлен радиолокационный маяк-ответчик.
242

Для обеспечения работы приемопередатчика на стабилизаторе
установлены одна или две антенны типа АСПВ.
Электронавигационное оборудование
Для обеспечения курсоуказания на экраноплане установлен
электронный магнитный компас. Электронный прибор компаса (он же —
магнитный датчик) установлен на тенте в средней части, прибор управления и
указания компаса — на центральной панели управления.
Для определения не зависимо от метеоусловий в любой точке земного
шара текущих координат местоположения, путевой скорости и времени по
радиосигналам СНС Глонасс и GPS NAVSTAR на экраноплане установлен
навигационный приемник, состоящий из антенного блока с кабелем и при-
емоиндикатора. Антенный блок установлен на тенте в центральной части
корпуса, приемоиндикатор — на панели управления водителя.
Для измерения и индикации скорости экраноплана установлен
указатель воздушной скорости УС-250К, связанный с датчиком ПВД-6М,
установленным на тенте корпуса над лобовым стеклом.
Сигнальные средства
На экраноплане установлены сигнально-отличительные фонари
фирмы «Aqua Signal»: фонарь круговой белого огня (левая консоль
стабилизатора), фонарь бортовой совмещенный зеленого и красного огней (тент
салона), фонарь круговой проблесковый красного огня (тент салона).
Включение фонарей осуществляется с панели управления водителя.
Для подачи звуковых сигналов при движении или стоянке на якоре в
условиях ограниченной видимости на экраноплане на стабилизаторе
установлено звукосигнальное средство.
Для подачи сигнала бедствия имеются ракеты бедствия парашютные
ПРБ-40 красного огня (4 шт.), плавучие дымовые шашки ПДШ (4 шт.),
фальшфейер красного огня (4 шт.) и фонарь электрический специальный ФЭС
водозащищенный в качестве переносной сигнальной лампы.
В качестве сигнала о стоянке экраноплана днем на якоре на тенте
устанавливается черный шар.
12.20. Система управления техническими средствами
Управление движением
Для изменения угла отклонения закрылков выполнено дистанционное
электрическое, а для изменения угла отклонения пилонов —
электрогидравлическое следящее управление. Поворот закрылков осуществляется
исполнительным электромеханизмом, а поворот пилона — гидроцилиндром.
Контроль положения закрылков и пилона осуществляется с помощью
механических указателей-шкал на центральном пульте управления в зоне
расположения рукояток управления.
243

Управление движением экраноплана и техническими средствами осу.
ществляется с рабочего места водителя с помощью штурвала, рычагов
управления, выключателей и переключателей, расположенных на
центральном и бортовых пультах управления и на штурвале.
На центральном пульте управления установлены: приборы контроля
работы энергетической установки (тахометр, термометр, индикатор уровня
топлива), указатель воздушной скорости, указатели положения винтов и
закрылков, индикатор электронного магнитного компаса, приемоиндикатор
GPS, часы, мнемотабло сигнально-отличительных огней, переключатели
омывателя и стеклоочистителя лобового стекла, панель управления
источниками питания, панель сигнализации и включения пожаротушения,
переключатель выпуска-уборки водяного руля, замок зажигания, устройства
включения (выключения) обогрева приборов, индикатор давления ВАУ,
панель управления воздухонагнетателями ВАУ, панель управления системой
кондиционирования и вентиляторами салона, КПУИ — комбинированная
панель управления и индикации (разнотяг винтов, давление и уровень
масла в двигателе, питание аккумуляторных батарей, аварийный остаток
топлива, положение водяного руля, время наработки двигателя, перегрев
двигателя, индикация давления и режимов ВАУ, включение воздухонагнетате-
лей).
На левом бортовом пульте установлены механические рукоятки
управления режимом работы двигателя (ручка управления газом и ручка стопо-
рения управления газом) и приемопередатчик УКВ-радиостанции.
На правом бортовом пульте устанавливаются рукоятки управления
закрылками и пилоном.
На штурвале установлены переключатель управления разнотягом
воздушных винтов, кнопка включения приемопередатчика.
Управление по курсу производится с помощью штурвала,
размещенного в центре пульта управления и имеющего механическую связь с
аэродинамическим рулем направления и водяным рулем в выпущенном положении
Контроль выпуска и уборки водяного руля, а также поворота лопастей
винтов выведен на КПУИ центрального пульта управления.
Управление силовой установкой
Для управления и контроля за работой силовой установки на экраноп-
лане установлена АКЗД — аппаратура контроля и запуска двигателя,
которая обеспечивает: запуск и управление работой двигателя и
обслуживающих его механизмов и систем, индикацию параметров работы двигателя
(число оборотов, температуру охлаждающей двигатель жидкости, уровня
топлива), сигнализацию о параметрах (отсутствие давления масла в
двигателе, низкий уровень масла, неисправность генераторов, аварийный
остаток топлива), диагностику двигателя.
244

Управление судовыми системами
По судовым системам предусмотрено: автоматическое поддержание
заданного водителем воздушного давления в пневмобаллонах и возможность
ручного управления воздухонагнетателями, дистанционный запуск пожарных
аэрозольных генераторов с рабочего места водителя; включение
кондиционера, вентилятора отопителя, стеклоочистителя и стеклоомывателя с
рабочего места водителя.
12.21. Эксплуатация. Базовое обеспечение
Эксплуатация экраноплана, его механической установки и
электрорадионавигационного оборудования производится в соответствии с
инструкциями, поставляемыми с экранопланом.
Конструкция экраноплана позволяет ему швартоваться к любым
оборудованным причалам, самостоятельно выходить на берег для посадки и
высадки пассажиров, технического обслуживания и базирования.
Штатным для экраноплана является его береговое базирование.
Кратковременные стоянки экраноплана на берегу осуществляются на баллонах
ВАУ, длительные — на кильблоках под нижней плоскостью крыла или на
специальных колесных опорах, используемых также для перемещений
экраноплана на береговых площадках.
Подъем и установка экраноплана на колеса осуществляется при
помощи пневмодомкрата.
При отсутствии кильблоков экраноплан может располагаться на
грунте, опираясь на жесткие конструкции днищевой части корпуса и скегов при
ненадутых пневмобаллонах.
Для транспортировки в конструкции экраноплана предусмотрены
съемные стабилизатор, кили, рули направления, винты и ОЧК, которые
упаковываются специальной оснасткой в транспортировочный контейнер типа
«DRY CARGO HIGH CUBE 40 Foot» фирмы «Sea-Land» с внутренними
габаритами 12,05x2,35x2,68 м. При транспортировке экраноплана на
платформе габариты контейнера 10,7x2,34x2,5 м.
245

ГЛАВА 13
ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
ТРАНСПОРТНЫХ ЭКРАНОПЛАНОВ
Высокие скоростные, экономические и эксплуатационные качества,
которыми обладают экранопланы, помогают уверенно заполнять
транспортную нишу между судами и самолетами, привлекают серьезное внимание
не только военных специалистов, выступивших еще в 50—60-х гг.
прошлого столетия заказчиками российских экранопланов «Орленок» и «Лунь», но
и гражданских [10].
В настоящее время решаются задачи оптимизации различных элементов
уже созданных экранопланов с точки зрения как технических возможностей,
так и будущего коммерческого использования. На основе этих решений
объединением ЗАО «Арктическая Торгово-Транспортная компания» —ЗАО
«Амфибийные Транспортные Технологии» разработан масштабный ряд
транспортных экранопланов 2-го поколения (см. рис. 70, 164—170 (см. цв.
вклейку)), тактико-технические данные которых приведены в табл. 15.
В отличие от «чистых» экранопланов, полностью реализующих экранный
эффект с помощью динамической воздушной подушки, экранопланы-амфи-
бийные суда используют на всех режимах движения, в том числе и на
крейсерском, поддув, т. е. движутся на статико-динамической воздушной подушке. Это
обеспечивает им не только высокие скорости движения, хотя и уступающие
крейсерским скоростям экранопланов, но абсолютную привязку к экрану (тип
А), высокие амфибийные качества, всесезонность их использования, в том числе
в условиях Севера и Арктики, для решения многих транспортных задач, среди
которых—рейдовая разгрузка топлива (АРТ-20), продуктов, материалов и
оборудования в труднодоступных для других судов местах.
246

Таблица 15
Показатель

Водоизмещение, т
Пассажировме-
стимость, чел.

Грузоподъемность, т
Скорость, км/ч
Дальность
хода, км
Мореходность
V; ' М
Тип ЭП
"Аква-
глайд-5"
2,4
5
0
170
400
0,35
МПЭ-10
10,0
18
0
250
1000
КО
ЭП
"Аква-
глайд-50"
20-24
48
0
200
1000
1,2
МПЭ-55
55-60
70
0
300
1500
1,5-2,0
1
МПЭ-200
200
250
0
370
3000
3,0-3,5
МПЭ-400
450
460
0
450
5000
5,0-6,0
эпас
"Аква-
глайд-60"
24-30
40-60
10
90-120
250-500
1,25
"Аква-
глайд-200"
100
200
35
130
600
2,0
АРТ-20
20-23
-
7-10
90
120
1,0
to
-£»
-J

Топливная и весовая эффективности экранопланов в сравнении с
другими транспортными средствами приведены в табл. 16, 17
соответственно [9, 10]. Экранопланы на известной диаграмме Габриелли
Кармана (см. рис. 71) имеют свою нишу (область) применения, где по
транспортной эффективности они вне конкуренции.
Таблица 16
Вид транспортного средства
Аэробус Боинг 707
Аэробус А 310
Аэробус А 300
ЭП МПЭ-200
Затраты
одного
пассажира на
1 км
trnac F
31,3
33,9
34,0
47,0
топлива на перевозку
1 т груза на
1 км пути
£?т гр, Г
334
339
329
466
1т общего
веса на
100 км пути
(?тв..Л
8,54
4,98
8,54
7,71
Таблица 17
Вид транспортного
средства
ЭП «Орленок»
ЭП МПЭ-200
Аэробус ИЛ-86
Аэробус АН-22
Аэробус ДС-10
Аэробус Боинг 707
^полн . т
140
210
^кчрп
225
195
148
Полный вес и его составляющие
^ПО.П'ЗН . Т
37,5
72,8
91,5
105,9
90,1
85,7
^кчрп , т
64,9
65,6
62,9
70,0
57,2
35,4
Ge<>, %
26,8
34,7
44,4
47,1
46,1
57,6
Чо/w . ••
46,4
31,2
30,5
36,0
29,3
23,9
Таким образом, уже в начале XXI в. человечество получило реальную
возможность внедрить новый вид высокоскоростного всесезонного
транспортного средства—экранопланы, позволяющие высокоэффективно, со
скоростями, приближающимися к авиационным, и безопасно обеспечить
перевозку пассажиров и грузов на скоростях до 500 км/ч и более на малых
экранных высотах в условиях водной (высота волны до 3,5 м), земной,
ледовой и заснеженной поверхности, обладающие амфибийными
качествами, возможностью самостоятельного выхода на берег, движения и
базирования на нем.
248

13.1. Актуальные задачи применения экранопланов
в условиях Севера и Арктики
Особое внимание объединением ЗАО «АТТК» — ЗАО «АТТ» уделено
разработке экранопланов для освоения и обеспечения жизнедеятельности Севера
и Арктики, где недостаток транспорта ощущается в наибольшей мере.
Создание и выход на серийное строительство первого гражданского экраноплана
«Акваглайд-5», а также широкомасштабная конструкторская разработка
перспективных экранопланов, в том числе специализированных экранопланов-ам-
фибийных судов для Севера и Арктики, создали тот научно-технический задел,
который может быть востребован и реализован в ближайшие годы.
К Арктическим морям, омывающим РФ, относятся Баренцево,
Карское моря, море Лаптевых, Восточно-Сибирское и Чукотское моря. Этот
регион щедро насыщен месторождениями полезных ископаемых.
Российский Арктический шельф является крупнейшим нефтегазоносным
бассейном мира, который содержит не менее 100 млрд т условного топлива в
нефтяном эквиваленте [23,24]. Роль освоения арктических недр РФ со
временем несомненно будет все более возрастать. В Арктике сосредоточены
огромные и уникальные месторождения платиновых минералов, нефти, газа,
меди, никеля, олова, алмазов, апатитов, золота, ртути, редких металлов, а
также других видов минерального сырья [24].
Северные регионы России с их богатейшими природными ресурсами
занимают почти 70 % ее территории, где в настоящее время добывается
более 90 % природного газа, меди и никеля, 80 % золота и алмазов, 75 % нефти,
производится 25 % лесопродукции и 18 % электроэнергии. Но Север и
Арктика — это не только кладовые природных ресурсов. Это еще и районы
культурно-этнических, экономических, технологических, социальных, а также
стратегических, политических и территориальных проблем [23—25].
Концепция изучения и освоения природных ресурсов Севера РФ на
ближайшую и долгосрочную (до и после 2025 г.) перспективу разработана ВНИИ
океан геологии и Министерством природных ресурсов РФ. Одним из
основных направлений этой концепции является развитие транспортных
северных магистралей и прежде всего Северного морского пути [24, 25].
Однако масштабы освоения российского Севера и Арктики настолько
огромны, что реальная для традиционных судов двухмесячная навигация
не обеспечивает перевозку грузов даже в рамках «северного завоза».
Уникальные природные условия, сложная ледовая обстановка,
мелководье шельфа затрудняют или делают невозможным использование там
традиционных водного и других видов транспорта [24-27].
ЗАО «АТТК», имея практический опыт транспортировки грузов, в том
числе нефтепродуктов, в северные регионы страны и глубоко понимая со-
249

путствующие ей проблемы, а также перспективу освоения Севера и
Арктики, предложила разработанную ею Арктическую комплексную
производственно-транспортную систему (АКПТС) [24—27]. Целью ее создания
является объединение уже действующих транспортных и обеспечивающих
средств, береговой и вспомогательной инфраструктуры, речного флота,
системы связи и навигации и эффективное использование их на
качественно новом уровне, а также включение в нее новых, нетрадиционных типов
транспортных средств. Одним из этих видов транспорта, по нашему
твердому убеждению, являются новые высокоскоростные суда — экранопланы
и их разновидность экранопланы-амфибийные суда. Они способны не только
в любое время года обеспечивать полет на весьма низких высотах над
водой, снегом, льдом, землей на высоких, авиационных скоростях, но и
двигаться в амфибийном режиме на сравнительно малых скоростях по снегу,
льду, земле, преодолевая препятствия высотой до 1,5 м. В частности,
тактико-технические данные проектов экранопланов, разработанных
объединением ЗАО «АТТК»—ЗАО «АТТ», обеспечивают им при скоростях движения
до 400 км/ч дальность хода до 5000 км, мореходность до 5 баллов, амфи-
бийность и расход топлива 30—40 г на перевозку одного пассажира на
один километр.
ЗАО «АТТК» сформулированы перед разработчиками экранопланов и
экранопланов-амфибийных судов для Севера и Арктики также
экологические требования, в основе которых — строгое соблюдение сложившегося
равновесия в биосфере района эксплуатации этих судов [26].
Одно из важнейших направлений работ объединения ЗАО «АТТК»—
ЗАО «АТТ»—расширение области использования экранопланов.
Экранопланы весьма перспективны как транспортные средства скорой
медицинской помощи в труднодоступных и отдаленных районах, особенно северных,
а также оперативного решения неотложных задач в рамках МЧС РФ. В
настоящее время уже начато их перспективное применение в сфере туризма.
Таким образом, надо решать проблему комплексного, системного
подхода к созданию АКПТС. Концепция освоения природных ресурсов Севера
и Арктики определяет соответствующие требования к Системе [24,25]:
— обеспечить транспортными услугами ближайшие и долгосрочные
потребности;
— не оказывать негативного влияния на природу и биоресурсы;
— доставлять бесперебойно все виды грузов от производителей
потребителям;
—положительно влиять на конкурентоспособность товара на
внутреннем и внешнем рынках.
Для решения перечисленных транспортных задач Севера и Арктики
АКПТС предложены экранопланы и экранопланы-амфибийные суда раз-
250

личных водоизмещении и назначений для распаузки судов, перевозки
грузов, в том числе по руслам крупных и средних рек, а также по тундре.
Эффективное применение экранопланов и экранопланов-амфибийных
судов в условиях Севера и Арктики зависит не только от их
тактико-технических, экономических и других важных характеристик, но и от
безопасности их эксплуатации. Вопросы безопасности эксплуатации экранопланов к
настоящему времени решены в значительно большей степени, чем,
например, самолетов, которые применяются и на Севере, и в Арктике.
Так, на крейсерском режиме движения экранопланы и экранопланы-
амфибийные суда, с одной стороны, жестко привязаны к экрану экранным
эффектом (для экранопланов) или эффектом газодинамической подушки (для
экранопланов-амфибийных судов), с другой — в случае чрезвычайной
ситуации способны в любое время осуществить посадку, так как «аэродром»
всегда под ними. Даже возникновение на трассе полета экраноплана
непредусмотренного высокого волнения моря не является угрозой для
безопасности экраноплана. И в этих условиях у него есть выбор безопасного
продолжения движения: или увеличение высоты и продолжение полета, или
посадка на воду и движение (или плавание) в водоизмещаюшем режиме.
Успешным разработке и внедрению экранопланов и
экранопланов-амфибийных судов способствует не только то, что к настоящему времени в
РФ создан необходимый для этого научно-технический и
эксплуатационный задел, но уже создана международная и российская правовая базы.
Международной Морской Организацией (ИМО) в 2002 г. утверждено
Временное руководство по безопасности экранопланов, а Российским
Морским Регистром Судоходства—Правила классификации и постройки малых
экранопланов типа А [9, 10].
13.2. Экономические аспекты создания
и эксплуатации экранопланов
Исследования показывают, что экранопланы-амфибийные суда являются
высокоэффективным экономичным транспортным средством. Если сравнить
разгрузку судов экранопланами-амфибийными судами и вертолетами по
таким принятым параметрам, как топливная эффективность (килограмм
топлива, необходимого для перевозки одной тонны груза) и стоимость
тонны перевозимого груза на один километр, то получается следующая
картина. Вертолеты МИ-8, К-32, используемые на Севере РФ, имеют следующие
показатели: 5,5 и 9 кг топлива на тонну груза на километр. Эффективная
стоимость перевозки 1 т груза на 1 км вертолетом составляет около 12 дол
США, экранопланом-амфибийным судном — около 3 дол США [24—27].
251

^ Таблица 18
Показатель
Водоизмещение, т
Грузоподъемность, т
Энерговооруженность, тс/т
Расход топлива, т/ч*
Расход топлива на 1т полезной
нагрузки на 100 км пути, кг
Крейсерская скорость, км/ч:
тихая вода
волна, лед
снег
суша
Дальность хода, км:
тихая вода
волна
лед, снег
суша
Мореходность Л,,, м
Экипаж, чел.
Затраты на проектирование**
Затраты на проектирование
одного образца из серии
6 шт.**
Затраты на подготовку произ-
щщтШШ^№ЩфЩ^Щ^ ^
серии 6 шт.**
ЭПас-30
30
10
0,200
1,6—2,1
180—230
100—110
60—80
90
90
125
80
180
180
1,0
3
—
—
—
VX
ЭПас-120
120
50
0,213
4,8—5,9
47—116
150—160
100—105
175
95
460
335
500
320
1,25
3
1800
300
250
ЭПас-150
150
60
0,216
5,9—7,4
55—112
170—180
90—140
180
100
480
350
580
320
1,5
3
1800
300
250
эпас-зоо
300
120
0,148
10,7—2,4
46—113
210—220
110—160
200
100
750
340
850
420
2,0
4
2900
483
640
ЭПас-500
500
200
0,19
14,0—15,4
38,6—80
240
120—200
200
100
1400
400—1100
900—1100
460—800
2,0
4
4300
717
985
ЭПас-700
700
300
0,175
17,0—25,0
36,5—71,7
250
140—200
200
100
1500
700—1000
600—1500
500—700
2,5
4
5700
950
1450

Окончание табл. 18
Показатель
Затраты на строительство
одного образца
Сумма затрат на
проектирование и строительство одного
образца
Годовые затраты на
содержание ЭПас в эксплуатационном
режиме**
Годовые доходы от перевозки
грузов **
Годовая прибыль от
эксплуатации**
Срок окупаемости, лет
Доходная ставка (стоимость
перевозки 1 т груза на 1 км),
при которой обеспечен срок
окупаемости до 5 лет,
дол/г/км**
")Па,-30
—
—
—
—
—
—
—
')П1к.-120
9200
9750
6000
7570
1700
4,8
0,85
')ПК.-150
9700
10250
6400
8051
1880
5,0
0,83
')ПЖ-МЮ
22600
23723
11450
15600
4792
4,8
0,67
')П11С-5(Ю
39000
40701
21000
27840
8321
4,5
0,58
')П,с-700
53000
55400
29000
39100
10542
4,9
0,67
♦Приняты российские двигатели марки АИ-25, Д-436, ПС-90, НК-12, НК-92, КС-1.
**Стоимость в тыс. дол США.

Результаты приближенных экономических расчетов
применительно к экранопланам-амфибийным судам разных водоизмещении при
эксплуатации их на линиях протяженностью от 300 до 1200 км с
разгрузкой в одном направлении приведены в табл. 18.
Срок службы экраноплана-амфибийного судна не менее 20 лет. Прибыль от
их эксплуатации в первые 5 лет уйдет на погашение затрат на их создание. В
последующие 15 лет ежегодная чистая прибыль составит [23,24]: ЭПас-150 —
1,88; ЭП^-300—4,79; ЭП^-500 — 8,32; ЭП^-700 — 10,5 млн дол США.
В случае организации работы экраноплана-амфибийного судна на
линиях с загрузкой в оба направления годовая прибыль увеличится, а сроки
окупаемости сократятся практически в два раза. Наиболее выгодные линии
для эксплуатации экраноплана-амфибийного судна приведены в табл. 19.
Таблица 19
Марка ЭП
ЭПас-700
ЭПас-500
ЭПас-300
ЭПас-150
ЭПас-120
Грузоподъемность,
т
300
200
120
60
50
Протяженность
линии, км
500-1400
500-1000
300-600
200-500
200-500
Годовой объем
перевозок, тыс. т
50
45
40
20
16
ЭПас-30 будет эффективен на рейдовых перевозках, так как с выходом
на сушу он сможет обеспечить доставку груза от борта судна-снабженца до
склада получателя, сократить время стоянки судна-снабженца под
грузовыми операциями.
13.3. Технический уровень экранопланов, созданных |
российскими конструкторами, в рамках мирового скоростного
судостроения
Как отмечено в [2,10,23], с 1935 г. по настоящее время многими зар>
ми изобретателями предлагались различные конструктивные схемы экраног
Наряду с работами Т. Каарио (гл. 1), пытавшегося создать экраноман
на базе АГДК типа «летающее крыло» (1935—1962) (рис. 171), отмеям
работы в этой области И. Троенга (Швеция, «Аэробот») в пределах то^же
компоновки (1938—1939) (рис. 172), У. Бертельсона (США, «Аркоп-йю»)
на базе компоновки, близкой к «летающему крылу» (1960—1962), В. BipGo-
рягина (США, «Локхид») на базе компоновки, близкой к «самолетйЦй»
254

Таблица 20
Щ Показатель
Шлина
жвбаритная, м
■Ширина
Габаритная, м
Высота
габаритная, м
Водоизмещение, т
Пассажировмести-
мость. чел.

Грузоподъемность, т
Крейсерская
скорость, км/ч
Дальность хода, км
Мореходность
h„ м
"Акваглайд-5"
10,7
5,9
3,4
2,4
5
—
170
400
0,35
"Акваглайд-
50"
30,0
15,0
8,0
24.0
48
—
200
1000
1,0
"Акваглайд-
60"
23,0
9,5
6.0
24,0
60
10
120
200
1,25
"Акваглайд-
200"
43,0
16,0
9,5
100,0
200
35
110-150
600
2,0
(1963—1965) (рис. 173), X. Вейланд (США, «Уэст Коуст») на базе
компоновки «тандем» (1964) (рис. 174), А. Липпиша (США, «Коллинз Рейдио»)
на базе «самолетной» компоновки (1964), А. Липпиша (ФРГ, «Рейнфлюгце-
угбау») в пределах той же компоновки (1970—1976) (рис. 175—177),
фирмы «Кавасаки» (Япония) на базе компоновки «летающее крыло» (1963)
(рис. 178) и др.
Данные по этим поисковым проектам экранопланов, так и не
доведенным до практических образцов, приведены в [2,23].
Наиболее активные работы за рубежом проводяться ныне в Германии
под руководством X. Фишера и Г. Йорга [23]. Однако пока они находятся на
стадии поиска аэрогидродинамической компоновки (рис. 179, 180 (см. цв.
вклейку)), способной обеспечить требования безопасности движения
принятого И МО Временного руководства по безопасности экранопланов.
В настоящее время российские пассажирские экранопланы
представлены экранопланами типа «Акваглайд», основные данные по которым
приведены в табл. 20, и экранопланами типа МПЭ (морской пассажирский эк-
раноплан), основные данные по которым приведены в табл. 21.
По нашим оценкам, Россия начала XXI в. значительно опережает
зарубежные страны в области создания экранопланов.
255

Таблица 21
Показатель
Длина
габаритная, м
Ширина
габаритная, м
Высота
габаритная, м
Водоизмещение, т
Пассажировмести-
мость, чел.
Крейсерская
скорость, км/ч
Дальность хода, км
Мореходность
К, м
мпэ-
10
21
15
7
10
18
250
1000
1,25
МПЭ-
23
31
20
8
25
48
300
1000
1,25
МПЭ-
55
40
28
10
55
70
325
1500
2,0
МПЭ-
200
57
42
16
200
250
380
3000
3,5
мпэ-
400
73
53
21
450
460
475
5000
6,0
Рис. 171. Схема ЭП Т. Каарио:
/ — носовое крыло; 2 — поворотное направляющее крыло; 3 — корпус;
4 — боковые стабилизаторы; 5 — руль поворота; 6 — хвостовые стабилизаторы;
7 — закрылок; 8 — несущее крыло; 9 — лыжи
256

Рис. 172. ЭПК. Троенга
/ -
Рис. 173. ЭП В. Корягина:
корпус; 2 — кабина: 3 — несущее крыло: 4 — воздушный руль;
5 — двигатель; 6 — носовые стенки корпуса
'hK. 194
257

Рис. 174. ЭП А. Вейланда
; 2
Е
Рис. 175. ЭП А. Липпиша пр. Х-112:
1 — наклонное крыло с элероном; 2 — поплавок-концевая шайба
Рис. 176. ЭП А. Липпиша пр. Х-113
258

Рис. 177. Перспективный ЭП А. Липпиша
Рис. 178. ЭП фирмы «Кавасаки»:
/ — корпус; 2 — поплавок; 3 — стабилизатор; 4 — двигатель;
5 — несущее крыло; б — гребной винт
259

ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Общепризнано, что Россия завершила XX в. одним из лидеров
мирового скоростного судостроения, о чем свидетельствуют ее успехи в создании
СПК, СВК и экранопланов [6, 9, 10, 15, 17, 18, 19, 21, 22, 27, 28].
Как отметил на симпозиуме по скоростным судам в Амстердаме в 1998 г.
американский ученый с мировым именем профессор М. П. Тулин [28]:
«Успехи русских — это феномен Алексеева, который совершил две
технические революции в судостроении» (речь идет о судах на подводных крыльях и
экранопланах — авт.). М. П. Тулину принадлежат и следующие слова (там
же): «Постройка КМ и других экранопланов — это выдающееся
достижение русских.»
Созданная в XX в. в России под руководством Р. Е. Алексеева научно-
конструкторская и экспериментальная база для разработки и дальнейшего
развития высокоскоростных судов, которая ныне влилась в состав ЗАО
«АТТК»—ЗАО «АТТ», является уникальной. Она обеспечивает российским
конструкторам скоростного судостроения условия для удержания
лидирующих позиций в мировом скоростном судостроении.
Особое место в работах по реализации созданного творческого задела
российских конструкторов высокоскоростных судов занимают экранопла-
ны как наиболее эффективные и перспективные транспортные суда XXI в.,
что подтверждено первыми в мировом судостроении практическими
образцами российскихи экранопланов проектов «Орленок», «Лунь», «Акваглайд».
Настоящая монография, подводя важный, более чем 40-летний этап
работы российских создателей скоростных судов по развитию экранопла-
ностроения, вооружает знаниями, необходимыми как для широкого
внедрения экранопланов в мировую транспортную систему и в такие важные
районы как Север и Арктика, где они могут кардинально к лучшему изменить
развитие целых регионов и материков, так и для дальнейшего развития
экранопланов с учетом новых транспортных задач, формулируемых
условиями развития человечества в XXI в.

БИБЛИОГРАФИЧЕСКИЙ СПИСОК
/. Басин М. А., Шадрин В. П. Гидроаэродинамика крыла вблизи
границы раздела сред. Л.: Судостроение, 1980.
2. Белавин Н. И. Экранопланы. Л.: Судостроение, 1977.
3. Бену а Ю. Ю. и др. Основы теории судов на воздушной подушке. Л.:
Судостроение, 1970.
4. Егоров И. Т., Соколов В. Т. Гидродинамика скоростных судов. Л.:
Судостроение, 1972.
5. Жуков В. И. Особенности аэродинамики, устойчивости и
управляемости экраноплана/ ЦАГИ им. проф. Н. Е. Жуковского. М., 1997.
6. Иконников В. В.,МаскаликА. И. Особенности проектирования и
конструкции судов на подводных крыльях. Л.: Судостроение, 1987.
7 Колызаев Б. А. и др. Справочник по проектированию судов с
динамическими принципами поддержания. Л.: Судостроение, 1980.
8. Мартынов А. И. Глиссеры М.: Речиздат, 1940.
9. Маскалик А. И. Экранопланы - транспорт XXI века// Судостроение.
2002. № 5.
10. Маскалик А. И. и др. Экранопланы. Особенности теории и
проектирования. СПб.: Судостроение, 2000.
//. Остославский И. В. Аэродинамика самолета. М.: Оборонгиз, 1957.
12. Остославский И. В., Стражева И. В. Динамика полета.
Устойчивость и управляемость летательных аппаратов. М.: Машиностроение, 1965.
] 3. Проектирование самолетов/ Под ред. С. М. Егера. М.:
Машиностроение, 1983.
14. СеребрийскииЯ. М. Влияние близости земли на аэродинамические
характеристики самолета// Тр. ЦАГИ . 1936. Вып. 267.
15. Синицын Д. #., Маскалик А. И. Первый гражданский экраноплан.
СПб.: Судостроение, 1999.
] 6. Химич В. Л., Чернигин Ю. П. Энергетические установки
высокоскоростных судов/НГТУ. Н.-Новгород, 2002.
] 7. Юрьев Б. Н. Влияние земли на аэродинамические свойства крыла//
Вестник воздушного флота. 1923. № 1.
261

18. Maskalik A. 1. The Main Problems to be Solved During Design of
Ekranoplans of the Second Generation/TProceedings of the International Workshop
Wise up to ekranoplan GEMS. The University of New South Wales, Sydney,
Australia, 15—16 June 1998. Pp. 200—208.
19. Maskalik A. L, Rozhdestvensky K. V, Sinitsin D. TV. A View of the Present
State of Research in Aero- and Hydrodynamics of Ekranoplans// Proceedings of
the Meeting Fluid Dynamics Problems of Vehicles Operating Near or in the Air-Sea
Interface. Amsterdam, 5—8 October 1998. Pp. 25/1—24/11.
20. Sinitsin D. N., Dr. Maskalik A. I. The Ekranoplans in New Type of High
Speed Water Transport which can be used in all Seasons// Proceedings Workshop
of Ekranoplans & very fast craft. The University of New South Wales, Sydney,
Australia, 5—6 December 1996. Pp. 152—162.
21. Sinitsin D. N., Dr. Maskalik A. I. The First Commercial Ekranoplan
«Amphistar» and Prospects for the Development of Passenger Ekranoplans//
Proceedings of the Meeting Fluid Dynamics Problems of Vehicles Operating Near
or in the Air-Sea Interface. Amsterdam, 5—8 October 1998. Pp. 24/1—24/18.
22. Sinitsin D. N., Maskalik A. /., Litinsky L. O. The Present Day State and
Prospect for the Development of Commercial Ekranoplans//Proceeding Workshop
of Ekranoplans & very fast craft. The University of New South Wales, Sydney,
Australia, 5—6 December 1996. Pp. 163—176.
23. Fisher #., Matjasic K. Fisher Flugmechanik From Airfisch to Hoverwing//
Proceedings of the International Workshop Wise up to ekranoplan GEMS. The
University ofNew South Wales, Sydney, Australia, 15—16 June 1998. Pp. 69—89.
24. Нагапетян P. А. Перспективные морские транспортные системы
для Российского Севера//Решение социально-экономических задач в
Арктике и районах крайнего Севера в условиях конверсии: Всерос. науч.-практ.
конф., СПб., июнь 1997 г.
25. Нагапетян Р. А. и др. Арктическая комплексная производственно-
транспортная система//Развитие Арктической транспортной системы в XXI
веке: Междунар. конф., СПб., 24—26 января 1999 г.
26. Нагапетян Р. А., Петраги А. И. Экологические аспекты
Арктической транспортной системы//Развитие Арктической транспортной системы
в XXI веке: Междунар. конф., СПб., 24—26 января 1999 г.
27. СиницынД. Н. Амфибийные транспортные средства для Арктики//
Арктика: Междунар. конф., СПб., 9—12 ноября 1999 г.
28. A View of the Present State of Research in Aero- and Hydrodynamics of
Ekranoplans// Proceedings of the Meeting Fluid Dynamics Problems of Vehicles
Operating Near or in the Air-Sea Interface. Amsterdam, 5—8 October 1998.
29. Морское право: Учеб. пособие/ СПбГМТУ. СПб., 1997.
262