Размах крыла самолета на этапе проектирования определяется через нагрузку на размах крыла. Дело в том, что летно-технические характеристики ЛА далеко не в последней степени зависят от размаха крыла, а при имеющемся взлетном весе - от нагрузки на размах:
где
G - вес;
- размах крыла.
Теорема Н.Е.Жуковского о подъемной силе крыла, выведенная в 1906 г., выглядит в виде формулы следующим образом :
где
Y - подъемная сила крыла;
- плотность воздуха;
V- скорость полета;
Г- циркуляция скорости.
При анализе развития самолетов в используется зависимость:
,(3)
где
N - мощность двигателя;
- к.п.д. винта.
В случае установившегося горизонтального полета подъемная сила крыла уравновешивается весом ЛА:
С учетом (1) и (4) формулы (2) и (3) предстанут в следующем виде:
Формула (5) показывает существование связи нагрузки на размах с плотностью воздуха и скоростью полета, но из-за сложности определения циркуляции для практических расчетов на этапе проектирования мало пригодна. Формула (6) при своей простоте на практике дает очень большие погрешности, так как исходная зависимость (3) предполагает жесткую связь подъемной силы крыла с индуктивным сопротивлением, а также считается, что полет происходит на уровне земли.
Если исходить, как было сказано выше, из того, что в установившемся горизонтальном полете подъемная сила равна весу (4), а сила сопротивления уравновешена тягой винта:
где
X - сила сопротивления;
P - тяга силовой установки,
то, проведя несложные преобразования (полную выкладку которых опустим ввиду небольшого объема журнальной статьи), получим формулу, позволяющую определить нагрузку на эффективный размах крыла самолета, учитывающую режим полета, степень дросселирования двигателя, к.п.д. винта, скорость и высоту полета в виде следующей зависимости:
,(8)
где
- нагрузка на эффективный размах крыла самолета (кг/м);
- коэффициент режима полета;
- коэффициент дросселирования двигателя;
- расчетная мощность двигателя (л.с.);
- плотность воздуха на расчетной высоте полета;
- коэффициент высотности двигателя;
V - скорость полета (км/час).
В свою очередь, коэффициенты выглядят так:
,(9)
,(10)
где
- коэффициент формы крыла в плане;
- коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе;
- коэффициент индуктивного сопротивления;
- действительная мощность двигателя(л.с.);
- номинальная мощность двигателя (л.с.).
При взлетном весе и эффективном размахе крыла нагрузка на эффективный размах:
Потери мощности двигателя при оценке учитываются следующим образом:
,(12)
где
- к.п.д. винта (см.выше);
- к.п.д. редуктора.
На этапе проектирования ЛА коэффициенты Схо и Схi, как правило, неизвестны, но в силу свойств индуктивного сопротивления поляра самолета близка к квадратичной параболе (а расчетная поляра, т.е. полученная не в результате продувок, и является параболой). Для квадратичной параболы верны следующие соотношения (см. рис.1):
Экономический крейсерский режим полета, точка 1;
- режим максимального аэродинамического качества (Кmax), точка 2;
- экономический режим полета, точка 3.
В режиме максимального качества, как известно, обеспечивается наибольшая дальность полета. Экономический режим позволяет достичь максимальной продолжительности полета. Экономический крейсерский режим наиболее приемлем при коммерческих транспортных операциях.
Значения коэффициента приведены ниже :
0 - для эллиптического крыла в плане;
= 0,002...0,005 - для крыла с центропланом;
=
0,02...0,08 - для трапециевидного крыла;
= 0,05...0,12 - для прямоугольного крыла.
КПД винта можно принять следующим:
= 0,65...0,75 - для винта фиксированного шага (ВФШ);
= 0,7...0,85 - для винта изменяемого шага (ВИШ).
КПД редуктора лежит в пределах:
= 0,94...,0,96 - для клиноременной передачи;
=
0,97...0,98 - для зубчатой передачи.
При отсутствии редуктора в силовой установке СЛА:
= 1;
= 0,55...0,65.
Мощность двигателя уменьшается с увеличением высоты полета. Коэффициент падения мощности невысотных двигателей , а также значения плотности воздуха в зависимости от высоты полета приведены в таблице 1.
Таблица 1
Коэффициент падения мощности невысотного поршневого двигателя
в зависимости от высоты полета
Коэффициент дросселирования двигателя может изменяться в широком диапазоне и конкретное значение выбирается конструктором.
После того, как по формуле (8), из-за которой, собственно, и пишется эта статья, будет определена нагрузка на эффективный размах, при известном взлетном весе из (11) можно без труда получить величину эффективного размаха:
Нам остается по имеющемуся эффективному размаху определить геометрический размах крыла. Ниже приводятся формулы, позволяющие это сделать для случая классического моноплана. Если у Вас стоит задача проектирования ЛА (или СЛА) другой компоновочной схемы, тогда Вам, уважаемый читатель, следует учесть особенности выбранной Вами схемы. Хотя для первоначальной, грубой прикидки можете воспользоваться данной методикой.
,(14)
где
S - площадь крыла в плане (кв.м);
Si- суммарная в плане площадь, занимаемая подфюзеляжной частью и мотогондолами самолета (кв.м).
В свою очередь:
,(15)
где
- площадь подфюзеляжной части крыла (кв.м);
Si - площадь крыла, занимаемая мотогондолой (кв.м), см. рис.2.
Как показывает статистика слетов СЛА, "конструкторы-самодельщики" в силу технологической простоты чаще применяют прямоугольное в плане крыло.
Для такого крыла формула (14) предстанет в виде:
,(16)
где
- размах крыла, занимаемый подфюзеляжной частью и мотогондолами.
Окончательным решением уравнения (16) будет выражение:
,(17)
которое можно решить с использованием таблиц Брадиса, если у Вас не оказалось под рукой калькулятора. Неплохие результаты дает приближенная зависимость:
,(18)
но необходимо помнить, что эту формулу допустимо использовать только на самом первоначальном этапе, так называемом "этапе нулевого приближения".
В случае, если форма крыла отличается от прямоугольной, решение зависимости (14) представляет определенные трудности, которых на практике можно избежать лишь применением вычислительной техники. При невозможности привлечь к работе компьютер (отсутствие самого компьютера или соответствующего программного обеспечения) можно воспользоваться формулой (17) или (18), а затем методом последовательных приближений определять геометрический размах крыла с использованием формулы (14), на каждом шаге уточняя Si. Касаясь вопроса приближений, по праву самого "маститого" специалиста в области формулы (8), рекомендую использовать ее как проектировочную, с последующим уточнением размаха по результатам продувок или проверочных расчетов для ЛА взлетным весом более 500...600 кг. Для ЛА взлетным весом менее 500 кг эта формула может оказаться единственным способом определения размаха крыла, поскольку методики проектирования крыла, изложенные в книгах "Проектирование самолетов" Н.А.Фомина или С.М.Егера, по своей трудоемкости соизмеримы с трудозатратами по изготовлению СЛА (и, как правило, "не по зубам" самодельщику-одиночке).
На этом, уважаемый читатель, заканчиваем описание самой формулы (8), а также необходимых для ее использования дополнений, и теперь, по уже сложившейся традиции, рассмотрим пример. Данные для расчета см. в табл. 2.
Таблица 2
Параметр |
Размерность |
Самолет №1 |
Самолет №2 |
Сам расчет с пояснениями приведен в табл. 3.
Таблица 3
|
Параметр |
Размерность |
Самолет№1 |
Самолет №2 |
Примечание |
|
Крейсерский режим |
||||
|
по формуле (9) |
||||
|
по формуле (12) |
||||
|
по формуле (8) |
||||
|
по формуле (13) |
||||
|
по формуле (14) |
Полученные результаты расчета сравним с реально существовавшими машинами в табл. 4.
Таблица 4
Исходные данные для расчета (табл. 2) взяты из и для АНТ-37 и ЦКБ-26 соответственно. Следует сообщить, что эти самолеты участвовали в конкурсе ВВС РККА 1936 г. на дальний бомбардировщик, оба были оборудованы ВФШ и имели по два невысотных двигателя М-85, и для своего времени являлись довольно передовой техникой.
Из личного опыта общения с "самодельщиками" знаю, что многие из них любят читать журналы и другие публикации, зачастую с целью обнаружить какое-либо уже готовое к применению техническое решение, поэтому следует привести в табл. 5 заключительный пример, к тому же учитывающий специфику журнала "АОН".
Один человек сказал: «Не чего не должно мешать крылу лететь». Крылу не нужны такие излишества как фюзеляж или какие-нибудь наплывы или ещё что-нибудь, что портит его аэродинамику. Когда всё убирается внутрь крыла получается очень изящные конструкции, которые радуют не только своим эстетичным видом но и не плохими лётными характеристиками.
Лично я обожаю летающие крылья из-за их простоты постройки. Но не стоит недооценивать летающее крыло. Самая большая проблема в проектировании ЛК это расчёт и подгонка центровки. Следующая фраза гласит: «Лучший самолёт это тот, у которого нет запаса». Все характеристики и конструктив должен быть подобран таким образом, чтобы решать текущие задачи и при этом не развалится в воздухе (у меня, кстати, такое было).
Год назад я думал о том, как построить собственное летающее крыло для пробы своих же сил. Я осознавал, что теорию знаю, но как применить эти знания на практике не догадывался. И чтобы систематизировать свои знания решил написать на Matlab r2009, что-то вроде калькулятора приблизительного расположения фокуса летающего крыла (ЛК). И получилась программа, на входе которой был текстовый файл характеристик крыла
А на выходе такая картинка 
Данный алгоритм был представлен в статье на форуме http://www.rcdesign.ru/ Несущие крылья. Часть 2. Геометрия крыла.
Но я на этом не остановился и решил развить эту идею. Основная идея программы быстро превратить свою идею крыла в некие численные массогабаритные характеристики. И я добавил в программу расчёт центров тяжести, и перевёл ЛК в 3D. И в итоге получилась программа, которая может так.
возможности программы
программа способна рассчитывать:
- площадь крыла в плане
- площадь крыла в поперечной плоскости
- масса крыла
- масса оборудования крыла
- общая масса кр+оборуд
- общий центр тяжести X,Z
- фокус крыла по тангажу X,Z
- фокус крыла по рысканью X,Z
- нагрузку на крыло
-
программы выдаёт в трехмерном изображении
- геометрию крыла
- геометрию элементов
- расположение фокуса крыла в плане
- расположение фокуса в поперечной плоскости
- расположение центра тяжести крыла
- расположение центра тяжести оборудования
- расположение общего центра тяжести
Программа генерирует
- кривые профилей для построения в программе SolidWorks.
- Облака точек геометрии элементов в программе SolidWorks.
Набор данных параметров позволяет оценить характеристики ЛК.
Минусы программы
- низкая интерактивность
- недружелюбный интерфейс
- требуется знание Matlab
Подготовка файлов
WinDev - папка содержащая программу предварительного расчёта летающих крыльев;
fanwing - папка с текстовыми файлами описывающими летающее крыло;
STEST - папка с сохраненными в текстовом формате кривых профилей и облака точек для SolidWorks.
далее нужно обязательно настроить программу для правильной работы
- заполнить плотность материала, на основе которого будет считаться масса крыла, если оно выполнено из цельного куска.
- Настроить корневой каталог это сделано для того чтобы проще было переносить программу с одного компьютера на другой.
- Настроить расположение и название файлов, которые описывают геометрию крыла, геометрию профиля крыла, и геометрию и массовые характеристики элементов оборудования ЛК
Файл с описанием геометрии крыла
Тут крыло строится по набору хорд и описаний к ним.
Первый столбик это длины хорд в метрах.
Второй это фактический размах до хорды.
Смещение ¼ это смещение ¼ от хорды параллельно продольной оси самолёта изменяя это расстояние изменяется стреловидность крыла.
V - это угол Vобразности крыла при помощи этого возможно делать также и винглёты.
КН - это коэффициент толщины профиля.
Файл с описанием элементов конструкции
Файл с описанием профиля
Верхняя строка это проценты от хорды
Вторая строка это проценты от длинны хорды вверх
Вторая строка это проценты от длинны хорды вниз
Такие описания можно взять в атласе профилей.
В полете крыло нагружается аэродинамической распределенной нагрузкой и массовой силой от веса собственной конструкции крыла и размещенного в нем топлива.
Аэродинамическая нагрузка распределяется по размаху крыла по закону, близкому к параболическому. Для упрощения заменим его трапециевидным законом (Рис. 2.2). Если принять допущение, что С y постоянен по размаху крыла, то закон изменения аэродинамической силы q az пропорционален хорде крыла b z:
где Y - подъемная сила создаваемая крылом;
S k - несущая площадь полукрыльев, равная S k = S - b 0d ф = 61;
d ф - диаметр фюзеляжа;
b 0 - хорда корневой нервюры;
b z - значение текущей хорды.
Значение текущей хорды крыла bz вычислим из предлагаемой формулы:
где b к - хорда концевой нервюры;
Длина полукрыла без центроплана, равная;
Подставив в (3.10) уравнение (3.11), получим:
Считаем, что топливо распределено по крылу равномерно, тогда распределенная нагрузка от массовых сил крыла (его собственного веса и топлива) изменяется по его размаху тоже пропорционально хорде b z:
где m k - масса конструкции полукрыльев, равная m k = m k m взл = 1890;
m Т - масса топлива, равная m Т = 0,85m Tmax = 3570 ;
g - ускорение свободного падения, равная g = 9,81.
Рис.
Произведем расчет распределенных аэродинамических q az и массовых нагрузок q крz в концевой, корневой части крыла и (к примеру) в районе элеронов:
1) Расчет распределенной нагрузки на конце крыла, т.е. при Z= 0:
2) Расчет распределенной нагрузки в корневом сечении, т.е. при Z== 13,23:
3) Расчет распределенной нагрузки в районе двигатели+шасси, т.е. при Z=l 1 =1,17
5665,94-2142,07=3523,87Н/м
Рис. 2.3. Схема возникновения крутящего момента в сечении крыла
Поэтому погонный крутящий момент от распределенных аэродинамических q az и массовых сил крыла q крz равен:
Нм/м (3.15)
Приводим подобные, и получим:
Нм/м (3.16)
Обычно топливо в крыле расположено в передней части крыла, поэтому ц.м. топлива совпадает с ц.м. крыла. С учетом этого предположения формула (3.15) будет иметь вид:
Нм/м (3.17)
Подставим известные величины в формулу (3.17), получим:
Нм/м (3.18)
Теперь произведем расчет крутящего момента в концевой, корневой части крыла и в районе элеронов:
1) Расчет крутящего момента на конце крыла, т.е. при Z= 0:
2) Расчет крутящего момента в корневой части крыла, т.е. при Z= 13,23:
3) Расчет крутящего момента в районе двигателя+шасси, т.е. при Z= 1,17:
Кроме распределенных сил от аэродинамических и массовых сил, крутящий момент создают и сосредоточенные силы от масс двигателей. Так как по условиям задачи сила тяги двигателей, а также сила реверса равны нулю, то сосредоточенный момент будут создавать только силы, возникающие от масс двигателей, установленных на крыле.
Рис.
Из рисунка видно, что равен (знак «минус» означает, что момент направлен в противоположную сторону, против часовой стрелки):
(Нм ), (3.19)
где - расстояние от ц.м. двигателя до ц.ж. крыла.
Так как двигатели находятся на разном расстоянии от ц.ж. крыла, то и моменты они будут создавать разные. По известным данным найдем:
где -удлинение крыла,
L – размах крыла, м, L=8 м,
S – площадь крыла, м 2 , S=12 м 2.
где η - сужение крыла
b o - корневая хорда, м, b o = 5,43 м,
b k - концевая хорда, м, b k =2,5 м.
Удлинение крыла
Угол стреловидности: 0 0
Определение нагрузок, действующих на крыло
Нагрузки, действующие на крыло: для заданного случая нагружения определяем коэффициенты безопасности и максимальной эксплуатационной перегрузки. Величины эксплуатационных перегрузок в зависимости от максимального скоростного напораи полётной массыопределим по таблице типов самолетов.
Для данного типа самолёта принимаем n э = 8.
Исходя из случая нагружения, коэффициент безопасности выбираем f=2.
Расчётную перегрузку определим по формуле .
Следовательно n р = 8 × 2 = 16.
Случай соответствует криволинейному полёту с(отклоненные элероны или выход из пикирования) и с максимально возможной скоростью, соответствующей скоростному потокуq max . max . Заданными величинами являются ,;.
Этот случай характерен для нагружения хвостовой части крыла. Вследствие перемещения назад центра давления на крыло действует значительный крутящий момент.
Расчетная аэродинамическая нагрузка прямого крыла определяется по формуле:
где G – вес самолета, кг, G = 17000 кг,
относительная циркуляция по размаху прямого крыла, учитывающая изменение коэффициента подъемной силы крыла по размаху и сужению крыла.
Для стреловидного крыла значение должно быть уточнено поправкой, учитывающей стреловидность крыла. Значения величиниснимаем с графиков. Тогдарассчитываем по формуле:
Массовые силы конструкции крыла определяем по формуле:
где - вес крыла,= 0,11.
Массовые силы от веса топлива определяем по формуле:
где - вес топлива,,кг.
Все расчеты сводим в таблицу 1.
Таблица 1
|
Величина | ||||||||||||||||
По расчетным данным строим эпюру расчетной аэродинамической погонной нагрузки, эпюру расчетной массовой погонной нагрузки, эпюру расчетной суммарной погонной нагрузки (рис. 1).
Рис.1 Эпюры ,и
Построение расчетных эпюр
Исходными данными для расчета крыла на прочность являются эпюры перерезывающих сил , изгибающихи крутящих моментов, построенные вдоль размаха крыла.
При построении эпюр крыло представляют как двухопорную балку с консолями, нагруженную распределенными и сосредоточенными силами. Опорами являются узлы крепления крыла к фюзеляжу.
Определяем реакции опор:
Эпюры,нужно строить от суммарной нагрузки
Используя дифференциальные зависимости:
получаем выражения идля любого сечения крыла:
Для каждого участка находим приращение перерезывающей силы:
.
Суммируя значения от свободного конца и учитывая значения сосредоточенных грузов и реакций фюзеляжа, получаем значение перерезывающей силы в произвольном- ом сечении крыла
.
Аналогично определяем значение изгибающего момента в любом сечении крыла:
,
.
Приняв количество сечений i = 10, ∆z = 0,5 м.
С учётом стреловидности крыла перерезывающую силу и изгибающий момент определим по формулам:
где - угол стреловидности.
Результаты сведены в таблицу 2.
Таблица 2
По полученным данным строим эпюру изгибающих моментов (рис.2).
Для построения эпюр крутящих моментов, истинный крутящий момент должен быть определён относительно центра изгиба (жёсткости). Примем координату положения линии центров изгиба (жёсткости):
х ж = 0,38в СЕЧ.
Тогда а = 0,2b СЕЧ, а 1 = 0,4b СЕЧ.
Погонный крутящий момент в любом сечении относительно линии центров изгиба, оси определяется следующим образом:
Полный крутящий момент будет равен:
При наличии стреловидности :.
Эпюра строится только до борта фюзеляжа. При определениитакже удобно пользоваться методом трапеций с применением таблицы 3:
Где ; .
Таблица 3
Рис. 2 Эпюры погонного крутящего момента m и крутящего момента .
Проектировочный расчет крыла
На данном этапе подберём величины площади поперечных сечений силовых элементов крыла. Силовая схема крыла – двухлонжеронная, аэродинамический профиль сечения NASA2411 .
Определяем угол конусности крыла:
где -относительная толщина профиля.
Отсюда
.
Перерезывающая сила в расчетном сечении равна:
где и-высота первого и второго лонжеронов,
Модуль упругости материалов поясов.
От перерезывающих сил в стенках лонжеронов действуют погонные касательные силы:
Погонные касательные силы в стенках лонжеронов от крутящего момента:
где -площадь контура межлонжеронной части сечения.
Суммарные касательные потоки в стенках лонжеронов от перерезывающих сил и крутящих моментов:
Толщины стенок лонжеронов и обшивки определяются по следующим формулам:
где
-
разрушающее касательное напряжение.
Берем шаг стрингеров 118 мм, получаем количество стрингеров
Определяем силы, действующие на верхней и нижней панелях крыла:
Где высота сечения,
Число стрингеров,
Ширина межлонжеронной части крыла.
Коэффициент 0,9 в величине учитывает ослабление обшивки отверстиями под заклепки.
Суммарная площадь растянутых и сжатых поясов лонжеронов:
Для сжатых поясов,
-
для растянутых поясов,
где принимаем равным.
В течение многих десятилетий постепенное повышение скорости хода судов достигалось в основном увеличением мощности устанавливаемых двигателей, а также улучшением обводов корпуса и усовершенствованием движителей. В наши дни судостроители - и в том числе конструкторы-любители - получили возможность использовать качественно новый путь.
Как известно, сопротивление воды движению судна можно разделить на две основные составляющие:
1) сопротивление, зависящее от формы корпуса и затраты энергии на волнообразование, и
2) сопротивление трения корпуса о воду.
С ростом скорости водоизмещающего судна сопротивление его движению резко возрастает в основном из-за увеличения волнового сопротивления. При повышении скорости хода глиссирующего судна благодаря наличию динамической силы, поднимающей корпус глиссера из воды, первая составляющая сопротивления значительно уменьшается. Еще более широкие перспективы увеличения скорости хода без повышения мощности двигателя открывает применение нового принципа движения по воде - движения на подводных крыльях. Крыло, обладая (при одинаковой подъемной силе) значительно более высокими гидродинамическими характеристиками, чем глиссирующая пластина, позволяет существенно уменьшить сопротивление судна в режиме движения на крыльях.
Границы выгодности применения различных принципов движения по воде определяются относительной скоростью движения судна, для характеристики которой используется число Фруда:
υ - скорость движения;
g - ускорение силы тяжести; g = 9,81 м/сек 2 ;
L - характерный линейный размер судна - его длина.
Считая, что L пропорциональна кубическому корню D (где D - водоизмещение судна), часто применяют число фруда по водоизмещению:
Обычно корпуса с водоизмещающими обводами обладают меньшим сопротивлением на скоростях, соответствующих числам фруда Р rD < 1; при больших значениях относительной скорости (F rD > 2, 3) для судов применяются глиссирующие обводы и целесообразна установка крыльев.
На малых скоростях хода сопротивление катера с крыльями несколько больше сопротивления глиссера (рис. 1) из-за сопротивления самих крыльев и стоек, соединяющих корпус с крыльями. Но при увеличении скорости хода благодаря постепенному выходу корпуса судна из воды его сопротивление движению начинает уменьшаться и при скорости, на которой корпус полностью отрывается от воды, достигает наименьшего значения. При этом сопротивление катера на крыльях существенно меньше сопротивления глиссера, что и позволяет при одинаковых мощностях двигателей и водоизмещениях получать более высокие скорости хода.
При эксплуатации судов на подводных крыльях выявлены и другие их преимущества перед глиссерами и прежде всего - более высокая мореходность, обусловленная тем, что при движении на крыльях корпус находится над водой и не испытывает ударов волн. При плавании с малыми скоростями крылья также оказывают благоприятное действие, уменьшая качку судна. Отрицательные качества (например, большая осадка на стоянке, громоздкость крыльев) отнюдь не снижают значения судов на крыльях, обеспечивающих высокую комфортабельность плавания в сочетании с высокой скоростью движения. Достоинства крылатых судов завоевали им широкую популярность во многих странах мира.
В настоящей статье приводятся основные понятия и зависимости из теории движения крыла в воде и методы расчета и проектирования крыльевых систем применительно к судам малого водоизмещения.
Гидродинамика подводного крыла
Простейшим примером подводного крыла может служить тонкая прямоугольная пластина, поставленная под углом к направлению ее движения. Однако для получений большей подъемной силы при меньшем сопротивлении в настоящее время применяют крылья более сложных форм. Несмотря на то, что вопросы теории и экспериментальных исследований подводного крыла во многом еще не разработаны, уже получены основные зависимости и собран обширный экспериментальный материал, позволяющие правильно оценивать влияние различных факторов на гидродинамику крыла и проектировать его конструкцию.Форма крыла (рис. 2) определяется его размахом l, хордой b, углом стреловидности χ и углом килеватости β. Дополнительными параметрами являются площадь крыла в плане S = lb и относительное удлинение λ = l 2 /S. Для прямоугольного крыла с постоянной вдоль размаха хордой λ = l/b.
Положение крыла по отношению к потоку определяется геометрическим углом атаки профиля α, т. е. углом между хордой крыла и направлением его движения.
Основное значение для характеристики крыла имеет его профиль - сечение крыла плоскостью, перпендикулярной размаху. Профиль крыла определяется толщиной е , вогнутостью средней линии профиля f, а также углом нулевой подъемной силы α 0 . Толщина профиля переменна по хорде. Обычно максимальная толщина находится на середине хорды профиля или несколько смещена в нос. Линия, проходящая через середину толщины профиля в каждом сечении, называется средней линией кривизны или средней линией профиля. Отношения максимальной толщины и стрелки максимальной вогнутости средней линии к хорде определяют относительную толщину и вогнутость профиля и обозначаются соответственно е и f. Значения е и f и их геометрическое положение по длине хорды выражаются в ее долях.
Рассмотрим обтекание плоского крыла бесконечного удлинения при его движении в безграничной жидкости.
Поток, набегающий на крыло со скоростью υ под некоторым положительным углом атаки α, на верхней стороне профиля ускоряется, а на нижней замедляется. При этом, согласно закону Бернулли, давление на верхней стороне уменьшается, а на нижней увеличивается (по сравнению с давлением в невозмущенной жидкости). На рис. 3 приведен график, иллюстрирующий изменение безразмерного коэффициента давления:
по хорде профиля подводного крыла.
Здесь Δр = р - р o , где р - давление в соответствующей точке профиля, а р о - давление в невозмущенной жидкости.
Отрицательные значения коэффициента давления указывают на разрежение (р<Р о), положительные - на наличие давления (р>Р о).
Возникающая разность давлений создает на крыле силу, направленную вверх, т. е. подъемную силу крыла.
Как можно видеть из рисунка, площадь эпюры разрежения значительно больше площади эпюры повышенного давления. Многочисленные эксперименты показывают, что примерно 2/3 подъемной силы создается на верхней («засасывающей») стороне профиля благодаря разрежению, а около 1/3 - на нижней («нагнетающей») благодаря повышению давления.
Равнодействующая сил давлений, действующих на крыло, представляет полную гидродинамическую силу, которая может быть разложена на две составляющие:
Y - подъемную силу крыла, перпендикулярную направлению движения;
X - силу сопротивления, направление которой совпадает с направлением движения.
Точка приложения равнодействующей этих сил на профиле характеризуется моментом М относительно передней точки профиля.
Экспериментальные исследования показали, что подъемная сила Y, сила сопротивления X и их момент М выражаются зависимостями:
ρ - плотность воды (для морской воды ρ = 104, а для пресной воды ρ = 102 кг сек 2 /м 4);
υ - скорость потока, набегающего на крыло (скорость движения крыла в потоке);
b - хорда крыла;
S - площадь крыла;
С y , С x , С m - безразмерные гидродинамические коэффициенты соответственно подъемной силы, силы сопротивления и момента.
Коэффициенты С y , С x , С m являются основными характеристиками крыла, не зависящими от среды, в которой движется крыло (воздух или вода). В настоящее время нет достаточно точного метода теоретического расчета гидродинамических коэффициентов крыла (в особенности С x и С m) для различных типов профилей. Поэтому для получения точных характеристик крыла эти коэффициенты определяют экспериментально путем продувок в аэродинамических трубах или буксировок в опытовых бассейнах. Результаты испытаний приводятся в виде диаграмм зависимостей коэффициентов С y , С x , С m от угла атаки α.
Для общей характеристики крыла дополнительно вводят понятие гидродинамического качества крыла К, представляющего отношение подъемной силы к силе сопротивления:
Часто характеристики крыла приводят в виде «поляры Лилиенталя», выражающей зависимость С у от С х. На поляре отмечают экспериментальные точки и соответствующие им углы атаки. На рис. 4 и 5 приведены гидродинамические характеристики сегментного профиля «Геттинген № 608». Как можно видеть, значения гидродинамических коэффициентов определяются углом атаки крыла. На рис. 6 показано распределение давления для трех углов атаки. С увеличением угла на верхней поверхности крыла увеличивается степень разрежения, а на нижней растет избыточное давление; общая площадь эпюры давлений при α = 3° значительно больше, чем при α = 0°, что и обеспечивает возрастание коэффициента С у.
С другой стороны, с уменьшением угла атаки коэффициент Су падает почти прямолинейно вплоть до нулевого значения. Значение угла атаки, при котором коэффициент подъемной силы равен нулю, определяет угол нулевой подъемной силы α о. Угол нулевой подъемной силы зависит от формы и относительной толщины профиля. При дальнейшем уменьшении угла атаки крыла подъемная сила становится отрицательной.
До сих пор речь шла о характеристиках глубокопогруженного крыла бесконечного размаха. Реальные крылья имеют вполне определенное удлинение и работают вблизи свободной поверхности жидкости. Эти отличия накладывают существенный отпечаток на гидродинамические характеристики крыла.
Для крыла с λ = ∞ картина распределения давления в каждом сечении крыла по размаху одинакова. У крыла конечного размаха жидкость через торцы крыла перетекает из области избыточного давления в область разрежения, уравнивая давления и снижая тем самым подъемную силу. На рис. 7 показано изменение давления вдоль размаха крыла конечного удлинения. Так как перетекание жидкости имеет место в основном на крайних участках крыла, влияние его с увеличением удлинения уменьшается и практически при λ = 7÷9 характеристики крыла соответствуют бесконечному размаху (рис. 8).
Другим фактором, влияющим на работу крыла, является наличие вблизи него свободной поверхности жидкости - границы двух сред с большой разностью массовых плотностей (ρ воды ≈ 800 ρ воздуха). Влияние свободной поверхности на подъемную силу объясняется тем, что крыло, обладая определенной толщиной, поднимает слой жидкости, стесняя его тем меньше, чем ближе крыло к свободной поверхности. Это позволяет жидкости обтекать крыло с меньшей скоростью, чем при большом погружении; величины разрежений на верхней поверхности крыла снижаются.
На рис. 9 показано изменение эпюры давлений в зависимости от изменения относительной глубины погружения под свободной поверхностью для крыла сегментного профиля (под относительным погружением крыла понимается отношение расстояния от крыла до поверхности жидкости к величине хорды). Как можно видеть, влияние свободной поверхности неодинаково для засасывающей и нагнетающей сторон крыла. Многочисленными экспериментами установлено, что влияние погружения сказывается в основном на эпюре давлений над крылом, в то время как область повышенного давления почти не изменяется. Степень влияния погружения на подъемную силу крыла с увеличением погружения быстро уменьшается.
Ниже, на рис. 12, представлен график, иллюстрирующий уменьшение разрежения на верхней поверхности крыла при его приближении к свободной поверхности. Из этого графика следует, что влияние свободной поверхности мало уже при погружении, равном хорде крыла, а при h = 2 крыло можно считать глубокопогруженным. На рис. 10, а, б, в представлены гидродинамические характеристики плоского крыла сегментного профиля, имеющего удлинение λ = 5 и толщину е = 0,06 для различных относительных погружений.
Для реального крыла необходимо учесть суммарное воздействие всех факторов, перечисленных выше: формы крыла, его удлинения, относительного погружения и т. д.
Следующим параметром, от которого зависят величины сил, развивающихся на крыле, является скорость движения. С точки зрения гидродинамики крыла существует определенное значение скорости, превышение которого приводит к значительным изменениям характеристик крыла. Причиной этому является развитие на крыле явления кавитации и связанных с ней нарушений плавного обтекания профиля потоком жидкости.
С увеличением скорости движения разрежение на крыле достигает значений, при которых из воды начинают выделяться небольшие пузырьки, наполненные паром и газами. При дальнейшем увеличении скорости обтекания область кавитации расширяется и занимает значительную часть засасывающей стороны крыла, образуя на крыле большой парогазовый пузырь. В этой стадии кавитации коэффициенты подъемной силы и сопротивления начинают резко изменяться; при этом гидродинамическое качество крыла падает.
В связи с отрицательным влиянием кавитации на характеристики крыла потребовалось создание профилей особой геометрии. В настоящее время все профили подразделяются на профили, работающие в докавитационном режиме обтекания, и профили с сильно развитой кавитацией. Отметим, что все приводимые нами зависимости относятся к некавитирующим крыльям (характеристики кавитирующих профилей в настоящей статье не рассматриваются).
Для того чтобы предотвратить вредное влияние кавитации на работу крыла, необходимо при его расчете произвести проверку на возможность появления кавитации. Возникновение кавитации возможно в тех точках профиля, где давление падает несколько ниже давления насыщенных паров воды, в результате чего пары и газы получают возможность выделяться из жидкости, концентрируясь вокруг мельчайших пузырьков растворенного в воде воздуха и газов. Это условие можно записать в виде:
Коэффициент Р мин для сегментных профилей можно определить в зависимости от коэффициента подъемной силы и относительной толщины по графику Гутше, приведенному на рис. 11. График Гутше и расчет по приведенной формуле справедливы для случая движения крыла в безграничной жидкости. Но, как уже отмечалось, приближение крыла к свободной поверхности снижает величину разрежения на крыле, увеличивая тем самым значение максимальной скорости бескавитационного обтекания крыла.
В этом случае:
где значение q принимается по графику (рис. 12).
Следует отметить, что правильный выбор геометрических характеристик профилей, а также их режимов работы позволяет отдалить начало кавитации до 120-130 км/час, т. е. до высоких значений скорости движения, вполне достаточных для малых катеров и мотолодок.
На отдалении начала кавитации положительно сказывается стреловидность крыла. При этом имеет место соотношение:
Кроме кавитации, необходимо рассмотреть явление прорыва воздуха к крылу, также сильно зависящее от скорости движения крыла и вызывающее значительное изменение гидродинамических характеристик. При прорыве воздуха к крылу происходит резкое уменьшение коэффициента подъемной силы из-за падения разрежения на верхней стороне крыла до атмосферного давления, что сопровождается потерей подъемной силы и проваливанием крыла под действием нагрузки, приходящейся на него.
Возникновение прорыва воздуха в значительной степени зависит от максимальной величины разрежения на профиле и заглубления крыла. Этому явлению особенно подвержены малопогруженные крылья, которые находятся при движении очень близко к поверхности воды. Поэтому профили малопогруженных крыльев делают с острой передней кромкой, чтобы уменьшить величину пика разрежения на засасывающей стороне (рис. 13). Для глубокопогруженных элементов вероятность прорыва воздуха к крылу снижается, в связи с чем возможно применение профилей со скругленным носиком.
На практике прорыв воздуха к крылу может иногда вызываться попаданием на крыло каких-либо предметов (плавающей травы, кусков дерева и т. д.), повреждением гладкой поверхности крыла или его кромок, а также близостью кавитирующих стоек, стабилизаторов и т. п.
Проектирование крыльевых устройств
Проектирование крыльевых устройств катера складывается из последовательного решения ряда технических задач, подчас противоречащих друг другу. Так, например, увеличение относительного удлинения крыльев, оказывающее благоприятное действие на гидродинамические характеристики, ухудшает прочность конструкции и увеличивает ее габариты.Основным качеством крыльевой системы должно быть обеспечение достаточной вертикальной, продольной и поперечной устойчивости движения катцра, т. е. сохранение постоянного равенства между нагрузкой, приходящейся на крыло, и гидродинамическими силами, возникающими на нем при движении. Все три вида устойчивости тесно связаны между собой и обеспечиваются одними и теми же способами.
В процессе разгона катера, как уже указывалось, подъемная сила крыльев возрастает; поскольку при этом вес катера остается постоянным, сохранение равенства:
возможно за счет изменения либо погруженной площади крыльев S, либо коэффициента подъемной силы С у.
Характерным примером регулирования подъемной силы изменением смоченной площади крыльев может служить широко известный «этажерочный» тип крыльевого устройства. В этом случае устройство состоит из ряда крыльев, расположенных один над другим и по очереди выходящих из воды по мере роста скорости катера. Скачкообразное изменение погруженной площади крыльев при выходе из воды очередной плоскости может быть устранено применением килеватости. Следует отметить, что «этажерочные» крыльевые устройства, обеспечивающие катеру хорошую устойчивость движения и легкий выход на крылья, имеют невысокие значения гидродинамического качества из-за взаимного влияния близко расположенных плоскостей и большого числа элементов и их сопряжений. Поэтому чаще используются крылья, имеющие более высокое качество и представляющие собой сильно килеватые крыльевые плоскости большого размаха, пересекающие поверхность воды (рис. 14). При накренении катера с таким крыльевым устройством в воду входят дополнительные площади крыльев со стороны накрененного борта, создавая восстанавливающий момент.
Другой способ обеспечения устойчивости движения катера - за счет изменения коэффициента подъемной силы крыльев - может быть осуществлен изменением угла атаки или приближением крыла к свободной поверхности воды.
Изменение угла атаки крыла производится автоматически в зависимости от скорости движения и положения катера относительно поверхности воды. Большинство существующих автоматических систем осуществляет изменение угла атаки в зависимости от изменения глубины погружения крыла. При этом угол атаки может изменяться поворотом или всего крыла, или только его части. Автоматическое управление углами атаки крыльев позволяет получить высокую устойчивость движения, однако серьезным препятствием широкому использованию автоматики является сложность конструкции крыльев и систем управления. Примером гораздо более простой и доступной для изготовления системы может служить конструкция, обеспечивающая изменение угла атаки носового крыла при помощи рычага с поплавком, глиссирующим по поверхности воды. При увеличении погружения любого из носовых крыльев система обеспечивает соответствующее увеличение углов атаки, однако достижение устойчивости движения такой системы представляет трудности.
Второй способ изменения коэффициента подъемной силы основан на том, что с увеличением скорости хода погружение крыльев уменьшается и коэффициент подъемной силы падает. Применение этого способа возможно в том случае, если расчетным режимом работы крыльев является их движение вблизи свободной поверхности. Вертикальная, продольная и поперечная устойчивость движения на малопо-груженных крыльях обычно легко обеспечивается при правильном выборе коэффициентов подъемной силы и соответствующем подборе углов атаки крыльев и вполне достаточна на режиме, когда крыло движется вблизи поверхности воды.
При крене катера на участках крыла, расположенных ближе к свободной поверхности, подъемная сила уменьшается, а на погружающихся участках (со стороны накрененного борта) - увеличивается. Благодаря этому создается восстанавливающий момент, направленный в противоположную накренению сторону. Центральные части крыла меняют погружение не так значительно и влияют на восстанавливающий момент в меньшей степени. На рис. 15 представлен график, показывающий отношение восстанавливающего момента, создаваемого концами крыла, к моменту всего крыла.
Из графика видно, что особую роль играют крайние участки крыла протяженностью примерно 1/4 размаха.
Аналитически восстанавливающий момент плоского накрененного крыла выражается формулой:
Из формулы можно сделать вывод, что восстанавливающий момент зависит от геометрических характеристик крыла - размаха l и относительного удлинения λ; увеличение их приводит к улучшению стабилизации крыла в потоке жидкости, что необходимо учитывать при проектировании крыльевых устройств.
Поперечная устойчивость движения в переходных режимах (до выхода на крыло) у катеров с малопогруженными крыльями часто бывает недостаточной. С целью увеличения устойчивости применяют дополнительные крыльевые элементы, выходящие из воды на большой скорости хода. Такими элементами могут служить дополнительные крылья, находящиеся выше основной плоскости, или глиссирующие пластины.
Устойчивость движения можно также увеличить использованием так называемых стабилизаторов, представляющих собой продолжение основной плоскости. Стабилизаторы могут быть либо такой же хорды, что и основная плоскость, либо расширяющимися к концам. Верхняя часть стабилизаторов, находящаяся вблизи свободной поверхности даже при больших погружениях основной плоскости, обеспечивает устойчивость движения катера. Угол килеватости стабилизаторов должен быть в пределах 25-35°. При (β<25° по засасывающей стороне стабилизаторов на основную плоскость может попасть атмосферный воздух; стабилизаторы с β>35° малоэффективны. Угол атаки стабилизаторов (в вертикальных сечениях) обычно такой же, что и основной плоскости, или больше его на ~0,5°. Иногда для увеличения эффективности стабилизаторов угол атаки делают переменным, начиная с 0° внизу (по отношению к основной плоскости) и до 1,5-2° у верхнего конца.
Особое значение для крыльев, работающих вблизи свободной поверхности, имеет конфигурация носика их профиля. На рис. 16 представлены получившие наибольшее рэс-пространение профили подводных крыльев, а в табл. 1 приведены ординаты для их построения.
Скоростной профиль Вальхнера со скругленным носиком обладает хорошими гидродинамическими характеристиками и высоким значением скорости начала кавитации, однако применение этого профиля ограничено элементами крыльевых устройств, находящимися на значительных (более половины хорды крыла) погружениях от поверхности воды.
Для малопогруженных элементов применяют острокромочные профили, обладающие несколько худшими характеристиками, но обеспечивающие более устойчивый режим обтекания.
Для глубокопогруженных элементов, а также для стабилизаторов крыла может быть наряду с плоско-выпуклым сегментом применен выпукло-вогнутый сегмент «луночка». Профиль типа «луночка» обладает более высоким гидродинамическим качеством, чем плоский сегмент, но сложнее в изготовлении.
В некоторых случаях для повышения гидродинамического качества сегментные профили видоизменяют, смещая положение максимальной толщины с середины профиля в носик (располагая ее на 35-40% хорды) или просто несколько приполняя носовую часть профиля.
Величину максимальной толщины профиля выбирают исходя из условий обеспечения хороших гидродинамических характеристик, прочности конструкции и отсутствия кавитации. Обычно е = 0,04÷0,07; вогнутость нижней поверхности профиля «луночка» f н - 0,02.
Для поддерживающих стоек используют двояковыпуклые сегментные профили, обладающие небольшими коэффициентами сопротивления; обычно их e = 0,05.
Основным недостатком малопогруженных крыльевых устройств является их малая мореходность: крылья часто оголяются, теряя подъемную силу. Возникающие при этом колебания катера могут быть настолько существенными, что движение на крыльях станет невозможным из-за очень сильных ударов о воду; скорость движения при этом резко снижается.
Мореходность катера на малопогруженных крыльях может быть улучшена использованием дополнительных элементов, расположенных ниже или над основной плоскостью.
В первом случае (рис. 17, а) дополнительный глубокопогруженный элемент, мало подверженный влиянию волнения и создающий постоянную подъемную силу, оказывает стабилизирующее действие на катер, уменьшая возможность проваливания крыда. Нагрузка, приходящаяся на такие элементы, может составлять до 50% от нагрузки на все устройство. Для катеров малого водоизмещения размеры глубоко-погруженной плоскости так малы, что при плавании по засоренным фарватерам такая плоскость может быть легко повреждена, поэтому целесообразно использовать мореходные элементы в виде «чайки» (рис. 17,6). Устройство «чайки» в средней части малопогруженного крыла, не снижая характеристик устойчивости, позволяет улучшить мореходность катера. Угол килеватости «чайки» выбирается в пределах 25-35°; по соображениям устойчивости размах принимается не более 0,4-0,5 от полного размаха плоскости. Несколько меньшая эффективность «чайки» (по сравнению с плоским глубокопогруженным элементом) оправдывается простотой и надежностью конструкции.
Установка дополнительных плоскостей над основной (рис. 17, в) не устраняет проваливаний крыла, однако вхождение их в воду уменьшает амплитуду продольной качки и смягчает удары корпуса о воду. Данная схема обладает несколько большим сопротивлением на полном ходу, чем схемы с глубокопогруженным элементом (из-за возможности замывания дополнительных плоскостей), однако при правильном размещении и выборе площади этих дополнительных плоскостей возможно уменьшение сопротивления катера на переходном режиме, когда они одновременно работают и как стартовые, ускоряя выход катера на крылья.
Некоторое улучшение мореходности катера можно получить благодаря стреловидности крыльев. В этом случае площадь крыла разносится поперек фронта волн, что снижает возможность одновременного оголения всей плоскости крыла. Кроме того, мореходность на волнении улучшается при увеличении угла атаки крыла на 1-1,5° по сравнению с углом атаки на тихой воде. Поэтому желательно иметь такую систему крепления крыльевого устройства к корпусу, которая позволяла бы легко менять угол атаки крыла в зависимости от состояния волнения; такая система, к тому же, значительно облегчает процесс подбора оптимальных углов атаки крыльев в период испытаний катера.
Мореходность катера в значительной степени зависит и от распределения веса катера между крыльевыми устройствами. Для наиболее распространенных в настоящее время катеров с двумя крыльями (носовым и кормовым) можно условно выделить три варианта распределения веса катера:
1)
основная часть веса (более 70-75%) приходится на носовое устройство;
2)
вес катера распределяется на носовое и кормовое устройства приблизительно поровну;
3)
основная часть веса приходится на кормовое устройство.
В иностранных проектах катеров одинаково часто используются все три способа распределения веса; в практике же отечественного катеростроения чаще всего используют второй вариант. Как показала практика, такое распределение нагрузки обеспечивает катеру наилучшие мореходные качества.
Первым шагом при проектировании катера на подводных крыльях является определение достижимой скорости по заданной мощности двигателя (или решение обратной задачи).
Скорость катера может быть определена из формулы:
N e - потребляемая мощность имеющегося двигателя, л. с.;
η - общий пропульсивный коэффициент полезного действия механической установки, учитывающий потери при работе валопровода и гребного винта;
R - полное сопротивление катера (кг) при движении со скоростью υ (м/сек).
Полное сопротивление может быть выражено через величину гидродинамического качества К:
Тогда формулы (1), (2) приобретают вид:
Достаточно точное определение сопротивления воды движению катера на подводных крыльях расчетным путем чрезвычайно сложно. В настоящее время для этого используют результаты испытаний буксируемых моделей в опытовых бассейнах или на открытых водоемах. Модель изготовляют в точном соответствии с натурой, но в уменьшенном масштабе. При пересчете сопротивления по результатам модельных испытаний на натуру обычно считают, что значения гидродинамического качества модели и проектируемого катера при одинаковой относительной скорости (при равенстве чисел Фруда модели и натуры) на всех режимах движения равны.
Подобный пересчет гидродинамического качества может производиться и с любого принятого прототипа на проектируемый катер.
Значение общего пропульсивного коэффициента полезного действия определяется как:
Для катеров, имеющих прямую передачу двигатель - винт, η м = 0,9÷0,95. При включении в валопровод редуктора η м = (0,9÷0,95); ηηредукт = 0,8÷0,9. Для моторных лодок, имеющих угловую колонку (Z-образную передачу на винт) η м находится в пределах 0,8÷0,95 в зависимости от качества изготовления передачи.
Точное определение η р возможно только при выполнении расчета кривых действия гребного винта. Эта величина зависит от многих факторов: скорости хода; числа оборотов; принятых размеров гребного винта; взаимного расположения крыльев, выступающих частей и винта, и т. п. Отметим, что выбор и изготовление гребного винта являются сложным и очень ответственным делом.
Для хорошо подобранных и тщательно изготовленных гребных винтов η р = 0,6÷0,75 при скоростях движения 30- 50 км/час (на больших скоростях η р несколько падает).
Изготовление модели и определение ее буксировочного сопротивления сложно и дорого, поэтому при индивидуальной постройке подобный способ неприемлем. Обычно в таких случаях применяют приближенный метод, основанный на использовании статистических данных по испытаниям существующих катеров.
Поскольку данных о величинах К и η р даже для построенных катеров может не быть, приходится при определении потребной мощности или достижимой скорости по (3) и (4) использовать коэффициент пропульсивного качества К η величину которого можно подсчитать, если известны мощность, скорость хода и водоизмещение:
При использовании коэффициента пропульсивного качества, полученного таким образом, его необходимо откорректировать с учетом отличий проектируемого катера от катера-прототипа.
С ростом скорости движения до скорости, соответствующей началу кавитации на крыльях, уменьшение гидродинамического качества происходит в основном из-за увеличения сопротивления выступающих частей, брызгового и аэродинамического сопротивления (т. е. сопротивления воздуха). Величина указанных составляющих сопротивления зависит от квадрата скорости движения и площади поверхностей как выступающих частей, так и самого корпуса, смоченных водой или находящихся в воздухе.
Для существующих катеров на подводных крыльях сопротивление выступающих частей, брызговое и аэродинамическое сопротивления на скорости 60-70 км/час составляют 20-25%, а для малых катеров - до 40% полного сопротивления.
Главным вопросом проектирования катера на подводных крыльях, обладающего высоким гидродинамическим качеством, хорошими ходкостью и мореходностью, составляет выбор элементов подводных крыльев.
Исходной величиной для выбора размеров крыла является площадь его погруженной части, которая определяется из соотношения:
Коэффициент подъемной силы выбирают в пределах 0,1-0,3; в общем случае С у зависит от расчетной скорости движения. Значение коэффициента подъемной силы кормового крыла для повышения устойчивости движения принимают на 20-50% больше, чем носового.
Размеры крыла (размах l и хорду b) назначают после того, как определена площадь крыла, учитывая необходимость обеспечения достаточно высокого гидродинамического качества, поперечной устойчивости судна и прочности крыла.
Как уже отмечалось, удлинение определяет величину гидродинамического качества. Обычно принимают λ = l/b > 5. Следует иметь в виду, что увеличение размаха крыла существенно повышает поперечную устойчивость судна на ходу.
Для мелких судов обеспечение поперечной устойчивости на ходу особенно важно. Как показывает опыт эксплуатации, полный размах крыльев не должен быть менее ширины корпуса катера и менее 1,3 - 1,5 м.
Для катеров с небольшими относительными скоростями выполнение указанных требований не вызывает осложнений при обеспечении прочности крыльев. Удается применить крылья, имеющие две или три стойки из стали, алюминиевомагниевых сплавов или даже из дерева. Применение крыла с наклонными стабилизаторами (трапециевидного) позволяет уменьшить число стоек до одной-двух. Однако с ростом относительной скорости прочность крыльев становится решающим фактором. Чтобы обеспечить прочность крыльев, приходится устанавливать большое число стоек, что крайне нежелательно из-за увеличения сопротивления и дополнительной возможности прорыва воздуха на верхнюю поверхность крыла; приходится делать плоскости переменной ширины или применять схемы с отдельно стоящими крыльями.
На рис. 18 приведены кривые, показывающие изменение действующих напряжений в крыле в зависимости от расчетной скорости движения катера. Эти кривые построены для носового крыла катера водоизмещением 500 кг, имеющего два малопогруженных плоских крыла, нагрузка между которыми распределена поровну.
На графике приведены зависимости для двух случаев:
- крыло, исходя из условий обеспечения поперечной устойчивости, имеет одну плоскость (штриховые кривые);
- крыло состоит из двух отдельно стоящих крыльев, имеющих заданное удлинение (кривые, показанные сплошными линиями).
Как видно из графика, при скорости более 10-12 м/сек для обеспечения прочности крыла первого варианта необходимо либо устанавливать третью стойку, что несколько снизит гидродинамическое качество, либо применять материал с повышенными механическими свойствами. В то же время для отдельно стоящих крыльев при установке по одной стойке такие же напряжения появляются на гораздо большей скорости (20-25 м/сек).
Приведенный график может быть использован для выбора материала крыльев при проектировании катеров, близких по водоизмещению. В каждом конкретном случае приходится проводить более подробные и точные расчеты прочности крыльев, рассматривая крыло как раму, состоящую из стержней-плоскостей и стоек.
Как показал опыт эксплуатации судов и испытания подводных крыльев, при движении на волнении на крыло действуют нагрузки, намного превосходящие статическую нагрузку У. Возникающие перегрузки вызываются проваливаниями при просекании крылом волны, изменением угла атаки крыла из-за появления продольной и вертикальной качки и наличия орбитальных скоростей частиц воды при волнении, а также изменением погружения крыльев. В связи с этим при расчетах прочности крыльев необходимо вводить повышенные запасы прочности:
Обычно для малопогруженных элементов принимают n = 3. Учитывая, что с увеличением погружения крыла изменение подъемной силы на нем, вызванное влиянием свободной поверхности, уменьшается, для глубокопогруженных плоскостей коэффициент запаса может быть несколько снижен.
При расчетах прочности элементов крыльев, выходящих во время движения из воды, приходится задаваться некоторой условной нагрузкой, которая может возникнуть на них при движении на волнении, с креном и т. п. При этом считается, что эта нагрузка является случайной и запас прочности уменьшается до n=1,25÷1,5.
Кроме определения основных размеров несущих плоскостей, при проектировании приходится определять высоту стоек. При этом проектант встречается с противоречащими одно другому требованиями. С одной стороны, увеличение высоты стоек крыльев улучшает мореходные качества судна, уменьшает величину сопротивления при ходе как на волнении, так и на тихой воде. С другой стороны, увеличение высоты стоек может привести к ухудшению продольной и поперечной устойчивости катера, а главное - вызывает рост сопротивления катера на режимах, предшествующих ходу на крыльях (из-за увеличения смоченной поверхности стоек, дополнительных кронштейнов гребных валов и т. д.).
Обычно при определении высоты стоек учитывают следующие соображения. Важнейшим фактором является максимальное расстояние от оси гребного винта до корпуса, определяемое условиями общего расположения на катере механической установки (двигателя, подвесного мотора) и условиями работы винта. Например, при подвесном моторе «Москва» это расстояние не превышает 230-250 мм (что соответствует высоте транца 290-300 мм); дальнейшее заглубление (понижение) мотора нецелесообразно, так как может вызвать ухудшение запуска, попадание воды в цилиндры и на свечи и т. п.
При использовании стационарных двигателей следует исходить из условий размещения двигателя по длине катера и обеспечения нормального угла наклона вала (не более 10-12°). Применение Z-образной передачи (угловой колонки) позволяет увеличить расстояние от винта до корпуса даже при установке стационарного двигателя.
Высота стоек кормового крыла h к должна быть такой, чтобы при ходе на крыльях гребной винт не оголялся и не подсасывал атмосферный воздух. Желательно располагать гребной винт под плоскостью крыла, оставляя между крылом и лопастью зазор, равный 10-15% диаметра гребного винта.
При установке подвесных моторов крыло обычно устанавливают на уровне так называемой антикавитационной плиты.
Высота стоек носового крыла h п определяется исходя из величины дифферента катера при ходе на крыльях и может быть подсчитана по формуле:
Эта формула является прибли-женной, так как не учитывает деформацию водной поверхности за носовым крылом, влияющую на угол ходового дифферента.
Для существующих моторных лодок и катеров ψ = 1÷3°. Для катеров с относительно высокими скоростями движения угол дифферента выбирают несколько меньше, так как при этом режим выхода на крылья смещается на меньшие скорости и сопротивление на «горбе» уменьшается.
Одним из основных вопросов, решаемых при проектировании катера на подводных крыльях, является выход на крылья. Для катеров с высокими относительными скоростями этот вопрос может стать основным.
При разгоне, когда подъемная сила крыльев еще мала, катер движется на корпусе. С повышением скорости подъемная сила крыльев растет, и катер начинает двигаться сначала на носовом крыле и корпусе, а при дальнейшем нарастании скорости - на обоих крыльях. В момент выхода катера на носовое крыло сопротивление воды движению достигает наибольшей величины; на кривой сопротивления этому моменту соответствует характерный «горб» (см. рис. 1). По мере выхода корпуса из воды его смоченная поверхность уменьшается и сопротивление падает. При некоторой скорости - так называемой скорости выхода на крылья - корпус полностью отрывается от воды. При выборе площадей крыльев расчетной является не только максимальная скорость, но и скорость отрыва от воды.
Подъемная сила крыльев на всех скоростях движения катера уравновешивает его вес. Поэтому если на максимальной скорости v погруженная площадь крыла S и коэффициент подъемной силы С у, а на скорости отрыва υ о площадь крыла S о и коэффициент подъемной силы С y0 , то должно выполняться следующее условие:
Вследствие того, что на максимальной скорости плоское крыло погружено мало, а на скорости отрыва его погружение гораздо больше, значение С y0 обычно в 1,5-2 раза больше, чем С у. Кроме того, в начале хода на крыльях дифферент катера обычно больше, чем на максимальной скорости, что также приводит к увеличению С y0 (приблизительно в 1,2-1,5 раза) из-за увеличения угла атаки крыла α.
Учитывая, что погруженная площадь плоского крыла остается постоянной, из приведенного выше равенства (7) можно получить, что для катера с плоским малопогруженным крылом скорость отрыва составляет:
Как показывает опыт, преодоление горба сопротивления при таком соотношении скоростей возможно только при небольших относительных скоростях движения. На рис. 19 показано изменение сопротивления катеров одинакового водоизмещения, но имеющих разные максимальные расчетные скорости движения. Как видно из приведенного графика, в то время как на максимальной скорости сопротивление остается почти постоянным, на режиме выхода на крыльях оно существенно увеличивается с ростом скорости отрыва.
Для преодоления горба сопротивления при высоких относительных скоростях движения катера с плоскими крыльями должны иметь вспомогательные глиссирующие поверхности или дополнительные крылья, либо иметь возможность изменять угол атаки основных плоскостей крыльев на ходу. Для уменьшения скорости отрыва корпуса от воды приходится существенно увеличивать суммарную площадь несущих поверхностей. Располагать дополнительные несущие поверхности следует так, чтобы они по мере роста скорости и подъема основных плоскостей постепенно выходили из воды и не создавали дополнительного сопротивления; для этого рекомендуется делать их килеватыми (угол килеватости 20- 30°) и не приближать к корпусу и основным плоскостям на расстояние, меньшее хорды крыла.
Для повышения эффективности стартовых элементов целесообразно верхние элементы устанавливать с большим углом атаки, чем нижние. Установка вспомогательных плоскостей, расположенных (при ходе на максимальной скорости) выше поверхности воды, как уже отмечалось, увеличивает мореходность и остойчивость судна.
Как видно из рис. 19, на скоростях выхода судна на крылья основную долю сопротивления составляет сопротивление корпуса. В соответствии с этим для облегчения разгона корпус судна должен иметь хорошо обтекаемые обводы, подобные обводам обычных судов, спроектированных для движения на скоростях, соответствующих режиму выхода на крылья.
В табл. 2 приведены основные элементы и сравнительные! характеристики пяти отечественных моторных лодок на подводных крыльях и крылатого шестиместного катера «Волга» (рис. 20), хорошо иллюстрирующие изложенные выше положения.
Расчет крыльевого устройства для пластмассовой моторной лодки «Л-3»
В качестве примера приведен расчет крыльев, выполненный для пластмассовой моторной лодки «Л-3» («МК-31»), основные элементы которой указаны в табл. 2. Корпус ее выполнен из стеклопластика на основе полиэфирных смол, армированных стеклотканью. Вес корпуса 120 кг. Лодка без крыльев, имея на борту четырех человек, развивает (с мотором «Москва») скорость всего около 18 км/час, поэтому для повышения скорости хода было решено установить подводные крылья (рис. 21, 22).При проектировании крыльев, кроме основных требований по обеспечению устойчивости движения лодки, были поставлены задачи:
- обеспечить высокие скоростные качества моторной лодки при полном водоизмещении 480 кг (четыре человека на борту) при установке того же подвесного двигателя «Москва»;
- обеспечить удовлетворительную мореходность при ходе ria крыльях с полной загрузкой при высоте волны 300 мм.
Расчет площадей крыльев выполнялся в следующем порядке.
Определение расчетной скорости движения лодки . Поскольку выбранная крыльевая схема лодки подобна схеме, примененной на лодке П. Короткова, а их скорости движения близки, величину пропульсивного качества для лодки «Л-3» приняли такой же, как на лодке П. Короткова, т. е. К η = 5,45.
При этом значении К η скорость моторной лодки:
Определение размеров крыльев . Исходя из положения центра тяжести лодки и размещения кормового крыла было определено положение носового крыла по длине. Поскольку принято, что нагрузка на крылья распределяется поровну:
Для исключения отрицательного влияния носового крыла на кормовое расстояние между ними должно быть не менее 12-15 хорд носового крыла и для данной лодки составляет L к = 2,75 м.
Для получения высоких скоростных и мореходных качеств и уменьшения сопротивления на режиме выхода на крылья среднее значение коэффициента подъемной силы на носовом крыле было принято равным С yн = 0,21. При этом величина коэффициента подъемной силы малопогруженных частей крыла несколько меньше этой величины, что обеспечивает повышенную устойчивость крыла при движении; среднее значение Су глубокопогруженного элемента из-за значительного его погружения несколько больше. Коэффициент подъемной силы кормового крыла, учитывая небольшую скорость лодки, был принят равным С ук = 0,3.
При выбранных значениях C y площадь крыльев (т. е. площадь проекции крыла на горизонтальную плоскость) равна:
Для обеспечения достаточной поперечной устойчивости размах носового крыла принят l н = 1,5 м; отсюда хорда крыла:
Кормовое крыло решено было выполнить не выходящим за габариты лодки; при этом условии его размах оказался l н = 1350 мм, а хорда:
При выбранных размерах крыльев большие удлинения плоскостей λ н = 7,5 и λ к = 8,5 обеспечивают получение высокого гидродинамического качества лодки.
Для рассматриваемого случая размах «чайки» первоначально был принят равным 500 мм. Однако для того чтобы увеличить абсолютное и относительное заглубление глубоко-погруженного элемента и повысить этим мореходность крыла, было решено, сохранив площадь глубокопогруженного элемента и угол его килеватости, увеличить его размах до 600 мм за счет уменьшения средней величины хорды до 170 мм. Чтобы не изменилась площадь малопогруженных плоскостей, общий размах крыла был увеличен до 1550 мм.
Как показал расчет прочности крыльев, при движении на тихой воде напряжения в крыльях достигают величин ο = 340 кг/см 2 . При коэффициенте запаса n = 3 прочность крыльев может быть обеспечена применением материала ο T = 1200 кг/см 2 .
Для уменьшения веса крыльевого устройства в качестве материала был выбран хорошо сваривающийся антикоррозионный алюминиево-магниевый сплав марки АМг-5В, имеющий ο T = 1200 кг/см 2 .
Конструкция крыльевого устройства лодки показана на рис. 23.
Определение высот стоек крыльев . По условиям размещения двигателя на транце лодки была выбрана высота стойки кормового крыла h к = 140 мм (при этом высота выреза под струбцину мотора на транце составила 300 мм).
Задавшись величиной ходового дифферента ψ = 1°20", получили высоту стойки носового крыла:
Принятые значения коэффициентов подъемной силы несколько выше, чем на лодке П. Короткова, однако увеличения сопротивления на режиме «горба» опасаться не следует, так как относительная скорость лодки «Л-3» значительно меньше, чем лодки-прототипа. Кроме того, большая ширина днища лодки и продольные гофры-реданы несколько уменьшают сопротивление корпуса лодки на режиме выхода на крылья.
Для улучшения ходовых и эксплуатационных качеств лодки крыльевому устройству были приданы следующие конструктивные особенности:
- свободные концы носового крыла плавно скруглены, что уменьшает концевые потери на вихреобразование и этим повышает гидродинамическое качество и устойчивость движения;
- входящая кромка малопогруженных частей крыльев отогнута вниз на 1 мм, что, уменьшая угол входа крыла в воду, снижает брызгообразование при ходе на волнении, когда крыло периодически выскакивает из воды, просекая волну;
- стойки носового крыла выполнены переменного сечения: части стоек, находящиеся во время движения в воде, тоньше, а в местах соединения с корпусом - толще. Это снижает сопротивление стоек при движении, не уменьшая прочности крыла;
- стойки крыльев выше ватерлинии хода на расчетной скорости наклонены вперед, что уменьшает брызгообразование при пересечении стойками поверхности воды;
- носовое и кормовое крылья имеют крепления, позволяющие легко изменять углы установки крыльев для подбора оптимальных углов атаки при различных нагрузках лодки и в зависимости от волнения;
- конструкция крепления носового крыла предусматривает возможность установки механизма, позволяющего подбирать углы атаки крыла на ходу.
Приведенная схема расчета крыльевого устройства для моторной лодки «Л-3» в основном может быть применена для расчета крыльев любых моторных лодок и катеров. Однако в каждом конкретном случае могут возникнуть свои особенности, которые вызовут изменение последовательности или необходимость применения более подробных расчетов и уточнений.
Изготовление, установка и испытание крыльевого устройства
Для изготовления крыльев практически используются самые различные материалы, однако чаще всего крылья изготовляют из стали или алюминиево-магниевых сплавов сварными (и для простоты - сплошными).Наиболее трудоемким процессом является обработка крыльев по профилю. Известно несколько способов получения заданного профиля крыла, но наиболее распространены два из них (рис. 24):
1) плоскости крыльев изготовляют из заготовок, вырезанных из трубы. Диаметр трубы-заготовки для профиля, имеющего форму кругового сегмента, может быть определен по номограмме (рис. 25). Внутреннюю поверхность трубы фрезеруют на плоскость, а наружную опиливают до нужного профиля;
2) плоскости крыльев изготовляют из листового материала. Для получения нужного профиля верхнюю поверхность прострагивают или фрезеруют по заданным ординатам, а полученные «ступеньки» опиливают вручную.
При необходимости получить выпукло-вогнутый профиль плоскость крыла изгибают или выбирают материал механическим путем.
Крылья небольших размеров при невозможности механической обработки можно изготовить опиловкой вручную.
В процессе обработки и для проверки профилей готовых крыльев и стоек обычно используют шаблоны, изготовляемые по заданным ординатам с точностью ±0,1 мм. Отклонения профиля от шаблона не должны превышать ±1°/о от максимальной толщины крыла.
После обработки плоскостей и стоек производится сборка крыльев. Для обеспечения точности сборки и предотвращения деформаций при сварке рекомендуется сборку и сварку крыльев производить в кондукторе, который можно изгототовить из металла или даже дерева. Сварные швы должны быть запилены.
Для уменьшения возможности прорыва воздуха по стойкам на верхнюю поверхность крыла, места притыкания стоек к плоскостям должны иметь плавные переходы по радиусам, причем радиус перехода в наибольшем сечении стойки не должен превышать 5% ее хорды, а наибольший радиус перехода у носиков должен быть 2-3 мм.
Собранное крыло не должно иметь отклонений, превышающих следующие величины:
- размах и хорда крыльев ±1% хорды крыла;
- хорда стоек ±1% хорды стойки;
- расхождение углов установки на правом и левом бортах («закрутка») ±10";
- перекос плоскостей по длине катера и высотам стоек ±2-3 мм.
Если для защиты крыльев от коррозии предусмотрена окраска, то после чистовой опиловки поверхность окрашивают, а затем полируют. Для окраски крыльев обычно используют различные эмали и лаки, полиэфирные и эпоксидные смолы и другие водозащитные покрытия. Во время эксплуатации лако-красочные покрытия приходится часто возобновлять, так как вода, обтекающая крыло с высокими скоростями, вызывает их быстрое разрушение.
Готовое крыло устанавливают на катер. Положение крыльев относительно корпуса должно быть выдержано в соответствии с расчетом. Горизонтальность плоскостей проверяется уровнем, а углы установки - угломерами, имеющими точность ±5".
Крепления крыльев к корпусу должны быть достаточно жесткими и прочными, чтобы обеспечить фиксацию углов атаки во время движения при действии на крыло значительных перегрузок. Кроме того, крепления должны позволять легко изменять (в пределах ±2÷3°) углы установки основных плоскостей крыльев. Для катеров, значительно отличающихся от прототипа выбранной крыльевой схемой, относительной скоростью движения или другими характеристиками.
Желательно предусмотреть возможность перестановки крыльев по высоте (для подбора оптимального положения).
Как показала практика, выполнение указанных требований по точности изготовления и установки подводных крыльев является необходимым условием; часто даже небольшие отклонения от заданных размеров могут привести к полной неудаче или излишним затратам времени и средств на исправление ошибок и доводку крыльевого устройства. Обычно катер с правильно изготовленными крыльями с самого начала легко выходит из воды и движется на крыльях; требуется лишь небольшая доводка - подбор оптимальных углов атаки для получения устойчивого движения во всем диапазоне скоростей и обеспечения наилучших ходовых и мореходных качеств.
За начальные углы установки Крыльев обычно принимают такие, при которых углы атаки крыльев относительно линии, соединяющей выходящие кромки крыльев, равны: на носовом крыле 2-2,5°, а на кормовом 1,5-2°. Во время доводочных испытаний катера, кроме уточнения углов установки крыльев, необходимо всесторонне испытать катер: установить его скоростные, мореходные и маневренные качества: убедиться в полной безопасности плавания на нем.
Перед проведением доводочных испытаний водоизмещение катера должно быть доведено до расчетного. Рекомендуется взвесить катер и определить положение его центра тяжести по длине. Кроме того, необходимо заранее проверить исправность двигателя.
Во время испытаний катера необходимо соблюдать следующие правила:
1) испытания следует проводить при тихой погоде и отсутствии волнения;
2) на катере не должно быть лишних людей; все участники испытаний должны уметь плавать и иметь индивидуальные спасательные средства;
3) катер не должен иметь начальный крен более 1°;
4) набор скорости необходимо производить постепенно: перед каждым новым увеличением скорости хода необходимо убедиться в нормальной работе рулевого устройства и достаточной поперечной устойчивости катера как на прямом курсе, так и при маневрировании. При опасных явлениях - значительных увеличивающихся кренах, зарывании корпуса в воду, потере поперечной устойчивости и управляемости - скорость хода необходимо уменьшить и выяснить причины, вызывающие эти явления;
5) перед началом разгона катера необходимо убедиться, что путь свободен и нет опасности внезапного появления на курсе судов, шлюпок, плавающих людей и предметов. Нельзя проводить испытания в местах скопления других судов и буйков или в непосредственной близости от пляжей;
6) необходимо строго соблюдать все правила вождения катеров и моторных лодок.
При испытаниях могут встретиться следующие случаи:
1. Катер не выходит на носовое крыло. Причинами этого могут быть малый угол атаки носового крыла или слишком носовая центровка катера. Для того чтобы катер вышел на носовое крыло, необходимо изменить центровку катера или, если это не дает результатов, постепенно увеличивать угол установки носового крыла (по 20"); при этом можно несколько уменьшить угол установки кормового крыла (на 10-20"). Угол атаки носового крыла следует подобрать так, чтобы катер легко выходил и устойчиво двигался на носовом крыле. При выходе на носовое крыло скорость движения должна увеличиваться.
2. Катер не выходит на кормовое крыло. Причинами могут быть малый угол атаки кормового крыла или слишком кормовая центровка. Устранить это можно теми же двумя путями: изменяя центровку катера или постепенно увеличивая угол установки кормового крыла (по 20/); если при этом катер перестанет выходить на носовое крыло, следует увеличить и его угол атаки (на 10").
3. После выхода на кормовое крыло катер плавно проваливается на носовое крыло; при этом срывы с плоскости носового крыла отсутствуют. Это явление вызывается уменьшением угла атаки носового крыла из-за уменьшения угла дифферента при ходе на крыльях. Необходимо увеличить на 10-20" угол установки носового крыла.
4. После выхода на кормовое крыло катер резко проваливается на носовое крыло; при этом на носовом крыле можно наблюдать срывы потока и оголение крыла. Угол атаки носового крыла велик и должен быть уменьшен на 5-10".
5. При ходе катера на крыльях проваливается кормовое крыло; при этом кормовое крыло идет на небольшой глубине, наблюдаются срывы. Угол атаки кормового крыла велик и должен быть уменьшен на 10-20".
6. Катер выходит на крылья с большим креном; при этом крен с ростом скорости увеличивается. Проверить совпадение углов установки крыльев по правому и левому бортам и устранить «закрутку» плоскостей. Если при наборе скорости крен уменьшается, то это говорит о том, что мала поперечная устойчивость на режиме выхода катера на крылья. Для повышения устойчивости катера при разгоне можно рекомендовать следующие меры: увеличить углы атаки носового крыла, чтобы уменьшить его погружение на выходе; уменьшить угль! атаки кормового крыла, чтобы «затянуть» (перевести на большие скорости) выход на кормовое крыло; установить дополнительные стабилизирующие элементы на носовом крыле.
7. Катер обладает недостаточной поперечной устойчивостью при маневрировании на крыльях. Устранить это явление можно теми же мероприятиями, что и в п. 6.
8. Катер обладает плохой управляемостью при ходе на крыльях. Причинами этого могут быть недостаточная эффективность руля, нежелательное соотношение площадей стоек носового и кормового крыльев и т. д. Несколько улучшить управляемость можно установкой дополнительных кильков на носовом крыле.
При обратном явлении - плохой устойчивости движения на курсе - кильки надо устанавливать на кормовом крыле. Площадь кильков подбирается экспериментально.
Разумеется, в некоторых случаях указанные мероприятия могут не привести к желаемому результату. Причины неудач могут быть самыми различными: неправильное соотношение нагрузок, площадей, коэффициентов подъемной силы, высот стоек крыльев и т. п. Для выяснения причины в каждом конкретном случае необходимо сопоставить несколько явлений, проанализировать замеры скорости движения, ходового дифферента и других величин.
После того как получено устойчивое движение на крыльях во всем диапазоне скоростей, можно приступить к подбору оптимальных углов установки крыльев. При окончательной доводке следует изменять углы атаки крыльев на очень небольшую величину (порядка 5") и все время контролировать ход доводки замерами скорости на различных режимах движения, времени разгона и других характеристик.
Когда углы установки крыльев подобраны окончательно, можно провести мореходные испытания, целью которых является определение максимальной высоты волны, при которой возможно движение катера на крыльях, и замеры скорости хода при этом. Испытания следует проводить при различных курсовых углах по отношению к бегу волн.
Если конструкция крепления носового крыла позволяет легко изменять углы атаки крыла, можно провести мореходные испытания катера при увеличенных углах установки носового крыла.
Мореходные испытания являются одновременно и проверкой прочности крыльев. После мореходных испытаний катер и крылья необходимо тщательно осмотреть. При обнаружении поломок, трещин и деформаций следует выяснить причины их появления и усилить эти конструкции.
Только после проведения всесторонних испытаний катер можно считать годным к повседневной эксплуатации. Однако не следует забывать, что всякое судно на подводных крыльях еще во многом остается экспериментальным, в связи с чем необходимо повышенное внимание к обеспечению безопасности плавания.