3. Физические особенности экранного эффекта.

    Подъемная сила летательного аппарата создается при отклонении вниз обтекающих крыло струй воздуха. Достигается это за счет угла наклона (атаки) крыла к набегающему потоку или за счет увеличения кривизны профиля крыла с помощью щелевых закрылков и предкрылков (аэродинамическая стартово-посадочная механизация). Коэффициенты подъемной силы у современных самолетов достигают значений Су = 3,0 - 4.5 при посадке и значений Су = 0,4 – 0,8 в крейсерском полете.  Вследствие кривизны профиля в струях воздуха над крылом создается зона разряжения, а под крылом зона повышенного давления. Распределение зон давлений по площади крыла создает его подъемную силу.

    В свободном полете основная доля подъемной силы создается областью разряжения, обусловленной значениями скосов потока воздуха за крылом. С приближением крыла к поверхности скосы потока вниз ограничиваются экраном, зона разряжения над крылом уменьшается, но при этом  возрастает давление под крылом за счет запирания потока воздуха между крылом и экраном (торможение потока). В этом и состоит основное проявление эффекта экрана для крыла.

    Характерное распределение зон давления у профиля крыла в свободном полете и вблизи поверхности показано на рис. 3.1. Центр давления при изменении высот полета может смещается до  ¼  хорды крыла, при этом появляются значительные дисбалансирующие моменты.

        Рис. 3.1. Эпюры давлений на профиле крыла.

    В полете крыло летательного аппарата всегда расположено под некоторым углом к набегающему потоку, при этом над крылом создается зона пониженного давления, а под крылом зона повышенного давления. Вследствие разности давлений, воздух перетекает через край крыла снизу вверх и, вместе с набегающим потоком, создает (индуцирует) вихри по концам крыла. Причем, чем меньше удлинение крыла (l= размах/хорда), тем мощнее концевые вихри. Величина индуктивного сопротивления, пропорциональная мощности концевых вихрей, определяется из известной формулы [2]:

Cxi  =  Cy ² / pl .

   Характер влияния экрана на П-образную вихревую систему крыла, на мощность концевых вихрей и на направление скосов потоков за крылом показаны на рис. 3.2 и 3.3.

Концевые вихри крыла:

                Рис. 3.2   Скосы потока. у  оперения.                       Рис. 33.  Экраноплан Орленок. Концевые вихри. 

   Полезное влияние экрана на аэродинамические характеристики крыла проявляется в двух факторах: во-первых, в ограничении мощности индуктивного вихря на концах крыла (снижении аэродинамического сопротивления), а во-вторых, в увеличении давления под крылом (росте подъемной силы). Отсюда, отличие экранопланного крыла от самолетного заключается в способности запереть набегающий поток воздуха под крылом и ограничить его перетекание на верхнюю дужку крыла. Эффект экрана проявляется тем больше, чем меньше, отнесенная к хорде крыла, высота ее задней кромки над экраном, поэтому при равной площади используют крылья малого удлинения (l= 2-5), с большой хордой, и на концах устанавливают вертикальные пластины (шайбы), уменьшающие зазор между крылом и экраном, рис.3.4.

      В различных проектах экранопланов используют 3 типа характерных форм крыла :

Рис. 3.4. Формы крыла экраноплана.

    Известно, что при обтекании воздухом наименьшим сопротивлением обладают тела каплевидной, веретенообразной формы. Если взять такую каплю и разрезать ее экраном пополам, заменить наружную поверхность профилем, как это показано на рис. 3.5, то получится форма крыла с наименьшим сопротивлением. Экран создает как бы зеркальное отображение находящегося над ним тела и формирует подобие симметричной веретенообразной формы. Приближенные к экрану задние кромки контура крыла хорошо удерживают под ним давление набегающего потока, что способствует расту подъемной силы. Такое крыло можно считать идеальным с аэродинамической точки зрения. Его называют шатрообразным, эллипсоидным или каплевидным. Именно такой тип крыла применил немецкий аэродинамик  А. Липпиш на своем первом экраноплане Х-112.

Рис.3.5. Схема обтекания шатрообразного крыла .

Максимального аэродинамического качества в компоновке экраноплана с таким крылом можно добиться снижением общей площади миделевого сечения аппарата, в том числе, за счет уменьшения высоты крыла над экраном, уменьшения площади миделя корпуса и оперения. И не обязательно за счет удлинения крыла. 

    Количественные изменения аэродинамических характеристик вблизи экрана возможно оценить на примере продувок прямоугольного крыла с шайбами, рис. 3.6.

Рис. 3.6.  Аэродинамические характеристики прямоугольного крыла с шайбами

Удлинение крыла l= L / ba = 4,0 , толщина профиля C = 9 % .

     Аэродинамическое качество крыла (отношение подъемной силы к сопротивлению) с приближением к экрану возрастает примерно в 4-5 раз и более, а подъемная сила только в 1,5-2 раза. Это говорит о примерно равном влиянии на качество, как прироста подъемной силы, так и снижения индуктивного сопротивления. Прирост подъемной силы одновременно показывает степень самостабилизации крыла по высоте полета.