Екраноплан і його злітно-посадковий комплекс

1. Екраноплан, що містить фюзеляж, складане крило, що складається з центроплана і консолей, розділених між собою поплавцями, що мають водотонажність, вертикальне оперення, що складається з кіля(ів) і керма напрямку, установлене над ним горизонтальне оперення, що складається зі стабілізатора і керма висоти, силову установку з розташованим(и) над центропланом за фюзеляжем повітряним(и) гвинтом(ами), що створює(ють) горизонтальну тягу, укладеним(и) у кільце(я)насадку(и), а також злітно-посадковий комплекс, який відрізняється тим, що поплавці мають верхні кормові приробки, що піднімаються над верхньою поверхнею центроплана й розташовані уздовж торцевих нервюр центроплана від зони їхньої максимальної висоти до хвостика профілю, консолі складаного крила мають позитивну стрілоподібність, установлені під позитивним кутом поперечного V, мають елерони і пристиковані до верхніх кормових приробок поплавців, проекція середньої аеродинамічної хорди кожної консолі складаного крила на діаметральну площину екраноплана розташована між центром мас екраноплана і задньою крайкою середньої аеродинамічної хорди його центроплана, фюзеляж виконаний у вигляді обтічного корпуса, частково утопленого в центроплан, з обведеннями верхньої частини в подовжньому напрямку, близькими до обведень верхньої поверхні крилового профілю центроплана, двигун(и) силової установки розташований(ні) у хвостовій частині фюзеляжу і/або у внутрішньому об'ємі центроплана, повітряний(ні) гвинт(и) силової установки нижньою(іми) частиною(ами) сво 2 (19) 1 3 83820 6. Екраноплан за п.4, який відрізняється тим, що форма аеродинамічного профілю його центроплана характеризується наступними геометричними параметрами: відносною товщиною профілю 915%, відносним віддаленням максимальної товщини профілю від його носка 0,20-0,25, першою відносною увігнутістю профілю 4-7% і відносним віддаленням максимальної стрілки першої увігнутості від носка профілю 0,20-0,30. 7. Екраноплан за п.4, який відрізняється тим, що форма аеродинамічного профілю його центроплана характеризується наступними геометричними параметрами: другою відносною увігнутістю профілю мінус 0,5 - мінус 1,5 % і відносним віддаленням максимальної стрілки другої увігн утості від носка профілю 0,80-0,90. 8. Екраноплан за п.5, який відрізняється тим, що форма його центроплана характеризується наступними геометричними параметрами: кутом поперечного V мінус 4 - мінус 7° і кутом стрілоподібності по задній крайці мінус 40 - мінус 65°. 9. Екраноплан за п.1, який відрізняється тим, що позитивний кут поперечного V, під яким установлені консолі його складаного крила, дорівнює 1015°. 10. Екраноплан за п.1, який відрізняється тим, що задні крайки консолей його складаного крила в районі їхніх кореневих нервюр розташовані на висоті над основною площиною екраноплана, що проходить через основні лінії його поплавців не менше 0,6 середньої аеродинамічної хорди консолі. 11. Екраноплан за п.1, який відрізняється тим, що консолі його складаного крила мають елерони, що зависають. 12. Екраноплан за п.1, який відрізняється тим, що вузли кріплення консолей його складаного крила до верхніх кормових приробок поплавців мають шарніри, що забезпечують можливість їх відкидання у бік діаметральної площини екраноплана. 13. Екраноплан за п.12, який відрізняється тим, що вузли повороту консолей його складаного крила мають приводи з дистанційним керуванням з місця водія для відкидання і установки з фіксацією консолей в експлуатаційне положення. 14. Екраноплан за п.1, який відрізняється тим, що кожен його поплавець виконаний у вигляді жорсткого асиметричного корпуса з глісуючими обведеннями, які утворені плоским внутрішнім бортом, опуклим у подовжньому напрямку гостроскулим зовнішнім бортом і розташованим між нижньою крайкою внутрішнього борта і лінією скули зовнішнього борта односторонньо кілеватим днищем з позитивним кутом зовнішньої кілеватости, що збільшується в міру наближення до форштевня поплавця. 15. Екраноплан за п.1, який відрізняється тим, що відношення довжини по ватерлінії до ширини по ватерлінії кожного його поплавця становить не менше 12. 16. Екраноплан за п.14, який відрізняється тим, що кожен його поплавець має розташовану в основній площині екраноплана, що проходить через основні лінії його поплавців, плоску подовжню лижу, що у носі переходить плавно у похилий форш 4 тевень поплавця, по внутрішній подовжній крайці під прямим або близьким до нього тупим кутом у плоский внутрішній борт поплавця, а по зовнішній подовжній крайці - з уступом у кілевате днище поплавця. 17. Екраноплан за п.14 або 16, який відрізняється тим, що величина подовжнього уступу між поверхнею плоскої подовжньої лижі кожного його поплавця і поверхнею днища цього поплавця в районі його примикання до зовнішньої крайки подовжньої лижі становить не більше 0,05 максимальної ширини днища поплавця по його скулі. 18. Екраноплан за п.14, який відрізняється тим, що днище кожного його поплавця має поперечні редани з уступами днища, стінки яких мають форму трикутників з вершиною, розташованою на подовжній лінії примикання днища поплавця до зовнішньої стінки його подовжньої лижі. 19. Екраноплан за п.14 або 18, який відрізняється тим, що днище кожного його поплавця в проміжках між поперечними реданами, а також у районі між форштевнем і першим поперечним реданом має подовжні редани. 20. Екраноплан за п.14 або 18, який відрізняється тим, що зовнішній борт кожного його поплавця має спеціальні бортові приробки за кількістю поперечних реданів, виконані у формі перекинути х на бік пірамідоподібних тіл із трикутникоподібною основою і спрямованою у бік носа поплавця вершиною, одна грань яких збігається з поверхнею зовнішнього борта поплавця на ділянці перед відповідним поперечним реданом, нижнє ребро цієї грані і вершина пірамідоподібної приробки лежать на лінії скули поплавця на цій ділянці, трикутникоподібна основа розташована в поперечній площині, що проходить через уступ скулової лінії відповідного поперечного редана, а нижня грань є плавним продовженням у протилежну від діаметральної площини екраноплана сторону ділянки днища поплавця перед відповідним поперечним реданом, причому вершини бортових приробок, що відповідають другому і наступним поперечним реданам, розташовані в площинах трикутникоподібних основ перед бортовими приробками або в безпосередній близькості від них, а верхні вершини трикутникоподібних основ бортових приробок розташовані вище статичної ватерлінії поплавця. 21. Екраноплан за п.20, який відрізняється тим, що нижні грані бортових приробок його поплавців виконані у формі циліндричної або конічної поверхонь з опуклістю, спрямованою догори, а лінії шпангоутів відповідних ділянок днища поплавців сполучені з криволінійними твірними нижніх граней бортових приробок по дотичних з наданням односторонньо кілеватому днищу поплавців форми поперечного профілю типу "крило чайки". 22. Екраноплан за п.2, який відрізняється тим, що форкіль його вертикального оперення виконує одночасно функцію кормової опори вала повітряного гвинта. 23. Екраноплан за п.1, який відрізняється тим, що корпус виконаний з можливістю збирання і розбирання в процесі експлуатації на наступні основні агрегати: центроплан з фюзеляжем, силовою установкою і форкілем, поплавці, консолі склада 5 83820 6 ного крила, вертикальне оперення і горизонтальне оперення. 24. Злітно-посадковий комплекс екраноплана із засобами створення під центропланом при зльоті і посадці статичної повітряної подушки, що включає змонтовані обабіч центроплана поплавці, що мають водотоннажність, огородження повітряної подушки спереду і ззаду центроплана, що убираються, розташований у внутрішньому об'ємі центроплана повітровід, що відводить частину повітряного(их) потоку(ів) від повітряного(их) гвинта(ів) у простір під центропланом, повітрозабірний пристрій, виконаний у вигляді поворотної(их) стулки(ок), змонтованої(их) за повітряним(и) гвинтом(ами) з можливістю відкриття або закриття вхідного(их) отвору(ів) повітроводу наддування статичної повітряної подушки, поворотні стулки на нижній поверхні центроплана, що забезпечують відкриття або закриття вихідних отворів повітроводу наддування статичної повітряної подушки, а також пристрій синхронізації випуску і убирання огородження статичної повітряної подушки із поворотом стулок вхідного(их) і вихідних отворів повітроводу наддування статичної повітряної подушки, який відрізняється тим, що як огородження статичної повітряної подушки позаду центроплана, що убирається, використовується закрилок, змонтований уздовж задньої крайки центроплана з можливістю його відхилення вниз аж до сполучення його задньої крайки з основною площиною екраноплана, що проходить через основні лінії його поплавців, повітровід, що відводить частину повітряного(их) потоку(ів) від повітряного(их) гвинта(ів) у простір під центропланом, виведений у форкіль, розташований за повітряним(и) гвинтом(ами), а поворотні стулки повітрозабірного пристрої виконані у вигляді частин бортових обшивок форкіля вертикального оперення екраноплана і змонтовані з можливістю їхнього повороту навколо розташованих у вертикальному напрямку осей, що забезпечує повне розкриття для повітряного(их) потоку(ів) від повітряного(их) гвинта(ів) розташованого(их) за ним(и) у форкілі вхідного(их) отвору(ів) повітроводу наддування статичної повітряної подушки при русі екраноплана на статичній повітряній подушці і повне закриття його(їх) при русі екраноплана в режимі біляекранного польоту. 25. Комплекс за п.24, який відрізняється тим, що закрилок центроплана розділений вдовж розмаху на дві секцій або на дві групи секцій, що належать різним бортам центроплана, причому кожна секція, у випадку поділу закрилка на дві секції, або кожна група секцій, у випадку поділу закрилка на дві групи секцій, мають власний привід їхнього повороту. 26. Комплекс за п.25, який відрізняється тим, що приводи повороту секцій закрилка центроплана мають засоби демпфірування зовнішніх ударних навантажень, що впливають на закрилок у процесі руху екраноплана з боку нерівностей опорної поверхні. 27. Комплекс за п.25, який відрізняється тим, що сусідні секції закрилка центроплана, що належать одному борту, з'єднані між собою гнучкими повітронепроникними діафрагмами, прикріпленими до їхні х суміжних торців, що забезпечують відсутність відкритого для повітря зазору між ними навіть при деякому їх зсуві між собою по куту повороту, викликаному зовнішнім впливом у процесі руху екраноплана з боку нерівностей опорної поверхні. 28. Комплекс за п.25, який відрізняється тим, що сусідні секції закрилка центроплана, що належать різним бортам, з'єднані між собою гнучкою повітронепроникною діафрагмою, прикріпленою до їхніх суміжних торців, що забезпечує відсутність відкритого для повітря зазору між ними навіть при максимально можливому їх зсуві між собою, коли одна з цих секцій повернута в крайнє верхнє положення, а інша - у крайнє нижнє положення. 29. Комплекс за п.25, який відрізняється тим, що внутрішні борти поплавців екраноплана в районі розташування крайніх бортових секцій закрилка центроплана мають ділянки з конічною поверхнею, еквідистантні уявлюваній конічній поверхні, описуваній хордою профілю закрилка, розташованою в площині торця крайньої бортової секції закрилка, що примикає до внутрішнього борта поплавця при його повороті від крайнього верхнього до крайнього нижнього положення, а крайні бортові секції закрилка центроплана мають еластичні ущільнювальні профілі, прикріплені до торців, зв'язаних із внутрішніми бортами поплавців, що забезпечує відсутність відкритого для повітря зазору між ними і поверхнями внутрішніх бортів відповідних поплавців екраноплана. Винахід відноситься до транспортних засобів на динамічній повітряній подушці, зокрема, до екранопланів. Відомі екраноплани, обладнані дельтоподібним у плані крилом малого подовження з негативною стрілоподібністю по задній крайці і розташованою над ним рухомо-рушійною установкою горизонтальної тяги. До найбільш досконалих з них відносяться екраноплани [А.Липпиша: Х-113 [1], стор.98, 99, мал.72, 73, Х-114 [1], стор.146, мал.107 і екраноплани Г.Фишера [2]]. Основними недоліками цих екранопланів є: відносно високий буксирувальний опір їхній при розгоні перед злетом, що перевищує буксирувальний опір апарата в режимі крейсерського біляекранного польоту в кілька разів, і відсутність амфібійности. Відомі транспортні засоби на динамічній повітряній подушці, здатні виконувати політ над рівною твердою або водною поверхнею з використанням "екранного ефекту", обладнані несущим крилом відносно малого подовження зі скегами по його зовнішніх торцях, рушіями у виді повітряних гвинтів, установлених перед несущим крилом і обладнаних спеціальними пристроями, що забезпечують можливість керованого відхилення створюваних 7 83820 ними повітряних потоків цілком або частково в напірно-повітряну камеру під несущим крилом, обмежену з боку бортів скегами, а з корми - опущеним униз до торкання з опорною поверхнею закрилком несущого крила [3], [4]. Повітряна подушка, створювана під несущим крилом за допомогою такого "піддува", піднімає дані транспортні засоби над опорною поверхнею вже на початку їхнього розгону перед злетом. Завдяки цьому забезпечується значне зниження буксирувального опору цих апаратів при розгоні і їх амфібійности, тобто здатність, при наявності положистого берега, самостійно виходити з води на сушу і назад. Однак, дані транспортні засоби, досить добре стабілізовані при русі в режимі "піддува", не володіють необхідною подовжньою стійкістю при польоті з використанням "екранного ефекту" на висотах над опорною поверхнею, що виключають істотний вплив на піднімальну силу несущого крила ефекту "піддува". Це, позбавляє можливості експлуатуватися, за необхідністю, на підвищених висотах над екраном, істотно знижує їхню мореплавність. При цьому знижується і безпека їхньої експлуатації, тому що при русі з великою швидкістю по стиснутій акваторії або при раптовій зустрічі з перешкодою водій такого транспортного засобу позбавлений можливості маневру по висоті, розташовуючи лише набагато менш ефективною можливістю маневру в горизонтальній площині. Відомі екраноплани, виконані за аеродинамічною схемою "складане крило", з розташованим між поплавцями, що мають водотоннажність, центропланом у виді крила з малим подовженням і відносно великою величиною середньої аеродинамічної хорди (САХ), обладнаного розташованим уздовж його задньої крайки закрилком, що униз відхиляється, або спеціальним щитком, із пристикованими до зовнішніх бортів поплавців у районі розташування кормової крайки центроплана під позитивним кутом поперечного V консолями у виді крил зі значно великим, у порівнянні з центропланом, подовженням і значно меншою величиною САХ, з розташованими в хвостовій частині вертикальним і горизонтальним опереннями літакового типу, і з рушіями у виді повітряних гвинтів або вентиляторів, установлених перед центропланом і обладнаних спеціальними пристроями, що забезпечують можливість керованого відхилення створюваних ними повітряних потоків цілком або частково в напірно-повітряну камеру під центропланом, обмежену з боку бортів поплавцями, а з корми - опущеним униз закрилком або спеціальним щитком центроплана [5], [6], [7], [8], [9]. Дані екраноплани, як і попередні, завдяки використанню "піддува" також характеризуються більш низькою величиною "горба опору" на кривій буксиру вального опору при їхньому розгоні перед злетом. А застосування в їхніх конструкціях складеного крила, при удалому виборі співвідношення площ поверхонь центроплана і консолей і розташування консолей по довжині і висоті щодо центроплана, створює головна умова забезпечення необхідної подовжньої стійкості цих апаратів при польоті з використанням "екранного ефекту" на 8 висотах над опорною поверхнею, що виключають вплив на піднімальну силу центроплана ефекту "піддува". Це істотно підвищує їхня мореплавність і сприяє значному підвищенню безпеки їхньої експлуатації. Однак, розташування повітряних гвинтів перед центроплана, що забезпечує екраноплану корисний "піддув", несе із собою також і деякі недоліки. Це - деяке обмеження мореплавності апарата через можливість торкання лопат відносно низько розташованих повітряних гвинтів гребенів хвиль у процесі його розгону перед злетом. Це - деяке погіршення видимості навколишнього оточення з місця водія екраноплана, у тому числі і через інтенсивне заливання лобового скла пілотської кабіни водяними бризками, що відкидаються назад перед розташованими повітряними гвинтами, у процесі розгону апарата перед злетом. Це - підвищена гучність у пілотській кабіні і пасажирському салоні екраноплана через інтенсивний вплив на них акустичного і вібраційного полів, збуджуваних розташованими в безпосередній близькості перед консольне закріпленими на корпусі працюючими повітряними гвинтами. Це - і знижена ефективність руля(ів) напрямку екраноплана через його(їх) далекості від повітряних гвинтів, що є джерелом прискореного потоку повітря, що підвищує величину реакції, що виникає на поверхні аеродинамічного профілю, обтічного цим потоком. Найбільш близьким із усіх відомих до запропонованого є екраноплан [10], що містить фюзеляж, складане крило, що складається з центроплана і консолей, розділених між собою поплавцями, що мають водотоннажність, розташоване в хвості вертикальне оперення, що складається, із двох кілів, обладнаних рулями напрямку, установлене над ними горизонтальне оперення, що складається зі стабілізатора і руля висоти, силову установку з розташованим над центропланом за фюзеляжем штовхаючим повітряним гвинтом горизонтальної тяги, укладеним у кільце-насадку, а також злітно-посадковий комплекс. При цьому, поплавці виконані у виді порожніх герметичних подовжніх балок, обладнаних установленими під ними надувними балонами, що амортизують, кілі вертикального оперення встановлені на закінцівках зазначених вище подовжніх балок, горизонтальне оперення обладнане виступаючими в сторони від підтримуючих його кілів периферійними консолями, обладнаними елеронами, а двигун силової установки розташований усередині обтічника хвостової частини фюзеляжу. Даний екраноплан може бути прийнятий як прототип запропонованого. Розташування повітряних гвинтів силової установки над центропланом за фюзеляжем звільняє даний екраноплан від недоліків, властивих попередньої екранопланам [5], [6], [7], [8], [9]. Однак, цьому екраноплану властиві інші недоліки, що знижують його експлуатаційно-технічні характеристики. Серед основних з них слід зазначити наступні. Через те, що в п.9 формули розглянутого винаходу ніякого обмеження на установку консолей 9 83820 складеного крила по довжині центроплана і по висоті над екраном не утримується, ефективність їхнього застосування з метою підвищення подовжньої статичної стійкості екраноплана, шляхом зсуву фокуса по куту атаки складеного крила максимально в корму, як це показано нижче при обґрунтуванні ефективності консолей складеного крила запропонованого екраноплана, не гарантована. Використання ж для цієї мети периферійних консолей горизонтального оперення, з'єднаних з центропланом через подовжні балки і кілі вертикального оперення, як це, видимо, передбачено п.1 формули розглянутого винаходу, вимагає істотного збільшення маси цих конструкцій планера екраноплана, що сприймають значні моменти від аеродинамічних сил, що виникають на консолях його горизонтального оперення. Це збільшує масу планера екраноплана і його подовжній момент інерції, що несприятливо позначається на економічності експлуатації і керованості даного екраноплана. Через те, що кілі з рулями напрямку вертикального оперення даного екраноплана не знаходяться в струмені повітряного гвинта його силової установки, ефективність його основних рулей напрямку досить обмежена, а маневрені якості апарата невисокі. Застосування додаткових аеродинамічних рулів, установлених безпосередньо за повітряним гвинтом, підвищує маневрені характеристики апарата на малих швидкостях р уху в процесі його розгону перед злетом і після приземлення лише частково, через обмежену площу їхніх поверхонь і малої величини плеча виникаючих при їхньому відхиленні бічних аеродинамічних реакцій. Крім цього, застосування додаткових аеродинамічних р улів ускладнює конструкцію екраноплана і збільшує його масу. Через відносно високе розташування вісі повітряного гвинта силової установки даного екраноплана над його основною площиною абсолютна величина подовжнього моменту, створюваного вектором тяги його повітряного гвинта щодо центра мас апарата, досить велика. Це негативно відбиває на величині аеродинамічної якості екраноплана, тому що, при цьому, зростає аеродинамічний опір його горизонтального оперення, що забезпечує відбивання зазначеного подовжнього моменту. Через те, що в якості поплавців, що мають водотоннажність, на даному екраноплані використовуються амортизуючі надувні балони, що характеризуються більш високим, у порівнянні з твердими корпусами, що мають глісуюче обведення, гідродинамічним опором у процесі розгону екраноплана при зльоті з водної поверхні, потрібна потужність його силової установки, якщо врахувати, що "горб опору" на кривій буксирувального опору екраноплана відповідає саме цьому режимові його руху, досить велика, що негативно позначається на економічності його експлуатації. Через те, що конструкція планера даного екраноплана не передбачає можливість повороту консолей складеного крила, для їх відхилення нагору, і периферійних консолей горизонтального оперення, для їхнього опускання вниз, з метою значного зменшення, при необхідності, габаритної 10 ширини апарата, його маневреність при русі на стиснутій акваторії, коли он має водотоннажність, невисока. Не забезпечується при цьому також і можливість причалювання апарата бортом до берегових споруджень, у випадку неможливості його прямого виходу на берег. Через те, що конструкція планера даного екраноплана не передбачає можливість розбирання і зборки його в процесі експлуатації без руйнування якихось його елементів, витрати на транспортування апарата до місця його постійної експлуатації, а також на його тривале збереження досить великі, що також знижує економічність його експлуатації. Відомі злітно-посадкові комплекси екранопланів, що включають у себе дельтоподібне крило з негативної стрілоподібністю по задній крайці, обладнані глісуючими днищевими поверхнями фюзеляж, що має водотоннажність, і (або) розташовані уздовж кінцевих нервюр дельтоподібного крила поплавці, що мають водотоннажність [[1], стор.98, 99, мал.72, 73; стор.146, мал.107, [2]]. Недолік цих злітно-посадкових комплексів є основним недоліком екранопланів, на яких вони використовуються, що, як показано вище, полягає у відносно високому буксирувальному опорі цих екранопланів при їхньому розгоні перед злетом, що перевищує їхній буксирувальний опір у режимі крейсерського біляекранного польоту в кілька разів, і у відсутності в них амфібїйности. Відомі злітно-посадкові комплекси екранопланів, що включають розташований між поплавцями, що мають водотоннажність, центроплан у виді крила, обладнаного розташованим уздовж його задньої крайки закрилком, що униз відхиляється, або спеціальним щитком, рушії у виді повітряних гвинтів або вентиляторів, установлених перед центропланом і обладнаних спеціальними пристроями, що забезпечують можливість керованого відхилення створюваних ними повітряних потоків цілком або частково в напірно-повітряну камеру під центропланом, обмежену з боку бортів поплавцями, а з корми - опущеним униз закрилком або спеціальним щитком центроплана [5], [6], [7], [8], [9]. Дані злітно-посадкові комплекси екранопланів, завдяки використанню "піддува", як це показано вище, забезпечують екранопланам, на яких вони застосовані, істотне зниження величини "горба опору" на кривій буксирувального опору при їхньому розгоні перед злетом, а також амфібїйности, що робить їх більш економічними в процесі експлуатації. Однак, застосування і цих злітно-посадкових комплексів не звільняє екраноплани, на яких вони застосовані, від значного "горба опору" на кривій буксирувального опору при їхньому розгоні перед злетом, унаслідок утрат повітря з повітряної подушки під центропланом з її передньої сторони, що робить економічність їхньої експлуатації недостатньої. Найбільш близьким із усіх відомих до запропонованого є злітно-посадковий комплекс екраноплана з засобами створення при його зльоті і посадці під центропланом статичної повітряної 11 83820 подушки (СПП), що включає змонтовані по боргах центроплани поплавці, що мають водотоннажність, огородження повітряної подушки попереду і позад центроплана, що забираються, розташований у вн утрішньому обсязі центроплана повітровід, що відводить частину повітряного потоку від повітряного гвинта в простір під центропланом, повітрозабірній пристрій, виконаний у виді поворотної стулки, змонтованої за повітряним гвинтом з можливістю відкриття або закриття вхідного отвору повітроводу наддування СПП, поворотні стулки на нижній поверхні центроплана, що забезпечують відкриття або закриття вихідних отворів повітроводу наддування СПП, а також пристрій синхронізації установки і збирання огородження СПП із поворотом стулок вхідного і вихідного отворів повітроводу наддування СПП [10]. При цьому, огородження СПП позад центроплана, що забирається, виконано у виді спеціального щитка, що униз відхиляється, змонтованого в районі хвостової частини центроплана, а поворотна стулка вхідного отвору повітроводу наддування СПП обладнана розташованої в горизонтальному напрямку віссю повороту, що дозволяє їй для відведення частини повітряного потоку від повітряного гвинта в простір під центропланом установлюватися під кутом до верхньої поверхні центроплана. Даний злітно-посадковий комплекс екраноплана може бути прийнятий як прототип запропонованого. Однак, цьому злітно-посадковому комплексу також властиві недоліки, що знижують експлуатаційно-технічні характеристики екраноплана, на якому він застосовується. Основні з них наступні. Через те, що в даному злітно-посадковому комплексі як огородження СПП позад центроплана, що забирається, використовується спеціальний щиток, що відхиляється вниз на кут, що значно перевищує 25°, завдяки утворенню в процесі руху апарата в зоні між щитком і хвостовою частиною центроплана сильного розрідження повітря, відбувається різке зростання коефіцієнта лобового опору центроплана екраноплана ([1], стор.27), що знижує економічність його експлуатації. Через те, що радіус дуги окружності, по якій вигнута вісь повітроводу, що відводить частину повітряного потоку від повітряного гвинта в простір під центропланом і повертають його на 180°, обмежений будівельною висотою профілю центроплана в місці розташування поворотної стулки повітрозабірного пристрою, гідравлічний опір повітроводу досить значно. Це приводить до збільшення витрат потужності силової установки екраноплана на підтримку необхідного тиску повітря в його СПП і зниженню, тим самим, економічності експлуатації екраноплана. Через те, що в даному злітно-посадковому комплексі поворотна стулка повітрозабірного пристрою з розташованої в горизонтальному напрямку віссю повороту встановлюється поперек потоку повітря, що обтікає при русі екраноплана верхню поверхню його центроплана, на значній його ширині, відбувається істотне гальмування цього потоку і, як наслідок цього, зменшення ступеня розрідження повітря в ньому. Це призводить до 12 зниження коефіцієнта піднімальної сили центроплана, а отже, і до зниження економічності експлуатації екраноплана із цілому. Метою обо х зв'язаних між собою єдиною ідеєю винаходів є підвищення експлуатаційно-технічних характеристик екраноплана за рахунок підвищення його аеродинамічної якості, подовжньої і поперечної статичної стійкості, маневреності, мореплавності, зручності, безпеці й економічності експлуатації, зокрема, шляхом зниження його буксирувального опору в режимі розгону при зльоті. Сутність групи з двох винаходів полягає в наступному. У відому конструкцію екраноплана, що містить фюзеляж, складане крило, що складається з центроплана і консолей, розділених між собою поплавцями, їло мають водотоннажність, вертикальне оперення, що складається з кіля(ей) і руля(ів) напрямку, установлене над ним горизонтальне оперення, що складається зі стабілізатора і руля висоти, силову установку з розташованим(и) над центропланом за фюзеляжем повітряним(и) гвинтом(ами), що штовхає(ють), горизонтальної тяги, укладеним(и) у кільце(я)-насадку(и), а також злітно-посадковий комплекс, уведена нова сукупність істотних відмітних ознак. Вона полягає в тім, що поплавці запропонованого екраноплана обладнані, спеціальними верхніми кормовими приробками, що піднімаються над верхньою поверхнею центроплана і розташовані уздовж торцевих нервюр центроплана від зони їхньої максимальної висоти до хвостика профілю, консолі складеного крила мають позитивну стрілоподібність, установлені під позитивним кутом поперечного V, обладнані елеронами і пристиковані до верхніх кормових приробок поплавців на висоті над основною площиною (ОП) екраноплана, що виключає активне використання ними "екранного ефекту" при будь-якому режимі руху екраноплана, проекція САХ кожної консолі складеного крила на діаметральну площину (ДП) екраноплана розташована між центром мас екраноплана і задньою крайкою САХ його центроплана, фюзеляж виконаний у виді обтічного корпуса, частково утопленого в центроплан, з обведеннями верхньої чистій їй в подовжньому напрямку, близькими до обведень верхньої поверхні крилевого профілю центроплана, двигун(и) силової установки розташований(ні) у хвостовій частині фюзеляжу і(або) у внутрішньому обсязі центроплана, повітряний(і) гвинт(и) силової установки нижньої(іми) частиною(ами) свійого(іх) диска(ів) утоплений(і) у центроплан з утворенням на його верхній поверхні перед повітряним(и) гвинтом(ами) виїмки(ок) з поверхнею(ями), плавно сполученої(і) з нижньою(іми) ділянкою(ами) внутрішньої(ніх) поверхні(онь) кільця(ець)-насадки(ок), а бічними частинами, зверненими до ДП екраноплана, у випадку застосування двох розташованих обабіч фюзеляжу повітряних гвинтів, розташовані в тіні фюзеляжу, якщо дивитися на нього попереду, вер хня і бічні зовнішні поверхні виступаючої з центроплана частини фюзеляжу плавно зведені до маточини повітряного гвинта, у випадку застосування одного повітряного гвинта з віссю обертання, розташованої в ДП ек 13 83820 раноплана, або до відповідних бічних ділянок внутрішніх поверхонь кілець-насадок, у випадку застосування двох повітряних гвинтів, розташованих обабіч фюзеляжу, кіль вертикального оперення розташований у ДП екраноплана за кільцем(ями)насадкою(ами) на повітряний(і) гвинт(и) і обладнаний форкілем. При цьому, його силова установка обладнана одним повітряним гвинтом з віссю обертання, розташованої в ДП екраноплана, а форкіль вертикального оперення виконаний у виді окремої від фюзеляжу конструкції з вертикально розташованою обтічною носовою крайкою, що до ходить унизу до верхньої поверхні центроплана і розташована безпосередньо за кормовим зрізом кільця-насадки на повітряний гвинт. При цьому, його силова установка обладнана двома встановленими обабіч фюзеляжу повітряними гвинтами, а форкіль вертикального оперення виконаний у виді продовження в корму фюзеляжу, причому, бічні поверхні форкіля плавмо сполучені з відповідними бічними ділянками внутрішніх поверхонь кілець-насадок на повітряні гвинти. При цьому, його центроплан мас S-подібний криловий аеродинамічний профіль, середня лінія якого вигнута як буква S. При цьому, його центроплан має негативний кут поперечного V і негативну стрілоподібність по задній крайці. При цьому, форма аеродинамічного профілю його центроплана характеризується наступними геометричними параметрами: відносною товщиною профілю 9-15%, відносним віддаленням максимальної товщини профілю від його носка 0,200,25, першою відносною увігн утістю профілю 4-7%, і відносним віддаленням максимальної стрілки першої увігн утості від носка профілю 0,20-0,30. При цьому, форма аеродинамічного профілю його центроплана характеризується наступними геометричними параметрами: другою відносною увігн утістю профілю мінус 0,5 - мінус 1,5%, і відносним віддаленням максимальної стрілки другої увігн утості від носка профілю 0,80-0,90. При цьому, форма його центроплана характеризується наступними геометричними параметрами: кутом поперечного V мінус 4 - мінус 7°, і кутом стрілоподібності по задній крайці мінус 40 мінус 65°. При цьому, позитивний кут поперечного V, під яким установлені консолі його складеного крила, дорівнює 10-15°. При цьому, задні крайки консолей його складеного крила в районі їхніх кореневих нервюр розташовані на висоті над ОП екраноплана, що проходить через основні лінії (ОЛ) його поплавців не менше 0,6 САХ консолі. При цьому, консолі його складеного крила обладнані елеронами, що зависають. При цьому, вузли кріплення консолей його складеного крила до верхніх кормових приробок поплавців обладнані шарнірами, що забезпечують можливість їх відкидання у бік ДП екраноплана. При цьому, вузли повороту консолей його складеного крила обладнані приводами з дистанційним керуванням з місця водія відкиданням і 14 установкою з фіксацією консолей в експлуатаційне положення. При цьому, кожен його поплавець виконаний у виді жорсткого асиметричного корпуса з глісуючими обведеннями, утвореними: плоским внутрішнім бортом, опуклим у подовжньому напрямку гостроскулим зовнішнім бортом і розташованим між нижньою крайкою внутрішнього борта і лінією вилиці зовнішнього борта односторонньо кілеватим днищем з позитивним кутом зовнішньої кілеватості, що збільшується в міру наближення до форштевня поплавця. При цьому, відношення довжини по ватерлінії до ширини по ватерлінії кожного його поплавця не менше 12. При цьому, кожен його поплавець обладнаний розташованої в ОП екраноплана, що проходить через ОЛ його поплавців, плоскою подовжньою лижею, що переходить: у носі - плавно, у похилий форштевень поплавця, по внутрішній подовжній крайці - під прямим або близьким до нього тупим кутом, у плоский внутрішній борт поплавця, а по зовнішній подовжній крайці - з уступом, у кілевате днище поплавця. При цьому, величина подовжнього уступ у між поверхнею плоскої подовжньої лижі кожного його поплавця і поверхнею днища цього поплавця в районі його притикання до зовнішньої крайки подовжньої лижі, дорівнює: не більш 0,05 максимальної ширини днища поплавця по його вилиці. При цьому, днище кожного його поплавця обладнано поперечними реданами з уступами днища, стінки яких мають форму трикутників з вершиною, розташованої на подовжній лінії притикання днища поплавця до зовнішньої стінки його подовжньої лижі. При цьому, днище кожного його поплавця в проміжках між поперечними реданами, а також у районі між форштевнем і першим поперечним реданом обладнано подовжніми реданами. При цьому, зовнішній борт кожного його поплавця обладнаний спеціальними бортовими приробками по кількості поперечних реданів, виконаними у формі перекинутих набік пірамідоподібних тіл, із трикутникоподібною основою і спрямованої у бік носа поплавця вершиною, одна грань яких збігається з поверхнею зовнішнього борта поплавця на ділянці перед відповідним поперечним реданом, нижнє ребро цієї грані і вершина пірамідоподібної приробки лежать на лінії вилиці поплавця на цій ділянці, трикутникоподібна основа розташована в поперечній площині, що проходить через уступ скуловой лінії відповідного поперечного редана, а нижня грань є плавним продовженням у протилежну від ДП екраноплана сторону ділянки днища поплавця перед відповідним поперечним реданом, причому, вершини бортових приробок, що відповідають другому і наступним поперечним реданам, розташовані в площинах трикутникоподібних основ перед розташованих бортових приробок, або в безпосередній близькості від них, а верхні вершини трикутникоподібних основ бортових приробок розташовані вище статичної ватерлінії поплавця. 15 83820 При цьому, нижні грані бортових приробок його поплавців виконані у формі циліндричної або конічної поверхонь з опуклістю, спрямованої нагору, а лінії шпангоутів відповідних ділянок днища поплавців сполучені з криволінійними утворюючих нижніх граней бортових приробок по дотичним з доданням односторонньо кілеватому днищу поплавців поперечного профілю типу "крило чайки". При цьому, форкіль його верти кального оперення, у випадку застосування на екраноплані силової установки з одним повітряним гвинтом з віссю обертання, розташованій в його ДП, виконує одночасно функцію кормової опори вала повітряного гвинта. При цьому, його корпус виконаний з можливістю зборки і розбирання в процесі експлуатації на наступні основні агрегати: центроплан з фюзеляжем, силовою установкою і форкілем; поплавці; вертикальне оперення і горизонтальне оперення. У відому конструкцію злітно-посадкового комплексу екраноплана з засобами створення при його зльоті і посадці під центропланом СПП, що включає змонтовані по бортам центроплана поплавці, що мають водотоннажність, огородження СПП попереду і позад центроплана, що забираються, розташований у внутрішньому обсязі центроплана повітровід, що відводить частину повітряного(их) потоку(ів) від повітряного(их) гвинта(ів) у простір під центропланом, повітрозабірний пристрій, виконаний у виді поворотної(их) стулки(ок), змонтованої(их) за повітряним(и) гвинтом(ами) з можливістю відкриття або закриття вхідного(их) отвору(ів) повітроводу наддування СПП, поворотні стулки на нижній поверхні центроплана, що забезпечують відкриття або закриття вихідних о творів повітроводу наддування СПП, а також пристрій синхронізації установки і збирання огородження СПП із поворотом стулок вхідного(их) і вихідних отворів повітроводу наддування СПП, також уведена нова сукупність істотних відмітних ознак. Вона полягає в тім, що як огородження СПП позад центроплана, що забирається, використовується закрилок, змонтований уздовж задньої крайки центроплана з можливістю його відхилення вниз аж до сполучення його задньої крайки з ОП екраноплана, що проходить через ОЛ його поплавців, повітровід, що відводить частину повітряного(их) потоку(ів) від повітряного(их) гвинта(ів) у простір під центропланом, виведений у форкіль, розташований за повітряним(и) гвинтом(ами), а поворотні стулки повітрозабірного пристрою виконані у виді частин бортових обшивань форкіля вертикального оперення екраноплана і змонтовані з можливістю їхнього повороту навколо розташованих у вертикальному напрямку осей, що забезпечує повне розкриття для повітряного(их) потоку(ів) від повітряного(их) гвинта(ів) розташованого(их) за ним(и) у форкілі вхідного(их) отвору(ів) повітроводу наддування СПП при русі екраноплана на СПП і поїте закриття його(них) при русі екраноплана в режимі біля екранного польоту. При цьому, закрилок центроплана розділений по його розмаху на дві секції або на дві групи секцій, що належать різним бортам центроплана, причому кожна секція, у випадку поділу закрилка 16 на дві секції, або кожна група секцій, у випадку поділу закрилка на дві групи секцій, обладнана власним приводом їхнього повороту. При цьому, приводи повороту секцій закрилка центроплана обладнані засобами демпфірування зовнішніх ударних навантажень, що впливають на закрилок у процесі руху екраноплана з боку нерівностей опорної поверхні. При цьому, сусідні секції закрилка центроплана, що належать одному борту, з'єднані між собою гнучкими повітронепроникними діафрагмами, прикріпленими до їхніх суміжних торців, що забезпечують відсутність відкритого для повітря зазору між ними навіть при деякому зсуві їх між собою по куту повороту, викликаному зовнішнім впливом у процесі руху екраноплана з боку нерівностей опорної поверхні. При цьому, секції закрилка центроплана, що належать різним бортам, з'єднані між собою гнучкою повітронепроникною діафрагмою, прикріпленою до їхніх суміжних торців, що забезпечує відсутність відкритого для повітря зазору між ними навіть при максимально можливому зсуві їх між собою, коли одна з цих секцій обернена в крайнє верхнє положення, а інша - у крайнє нижнє положення. При цьому, внутрішні борти поплавців екраноплана в районі розташування крайніх бортових секцій закрилка центроплана обладнані ділянками з конічною поверхнею, еквідистантною уявлюваній конічній поверхні, описуваній хордою профілю закрилка, розташованій в площині торця крайньої бортової секції закрилка, що примикає до внутрішнього борта поплавця, при його повороті від крайнього верхнього до крайнього нижнього положення, а крайні бортові секції закрилка центроплана обладнані еластичними ущільнювальними профілями, прикріпленими до їх зв'язаним із внутрішніми бортами поплавців торцям, що забезпечує відсутність відкритого для повітря зазору між ними і поверхнями внутрішніх бортів відповідних поплавців екраноплана. Завдяки тому, що консолі складеного крила запропонованого екраноплана розташовані на висоті над його ОП, що виключає активне використання ними "екранного ефекту" при будь-якому режимі руху апарата, а проекція САХ кожної консолі складеного крила на ДП екраноплана розташована між його центром мас і задньою крайкою САХ центроплана, забезпечується головна умова досягнення подовжньої статичної стійкості екраноплана - розташування аеродинамічного фокуса складеного крила по висоті над екраном XFh перед його аеродинамічного фокуса по куту атаки XFa [[11], стор.68], тобто забезпечується існування нерівності: XFh - XFa 0 (3) на складеному крилі з заявленими істотними відмітними ознаками досягається розташування аеродинамічного фокуса по куту атаки за аеродинамічним фокусом по висоті над екраном, що відповідає вираженню (1), при дотриманні якого забезпечується подовжня статична стійкість екраноплана на всіх режимах польоту поблизу екрана [[12], стор.78]. На додаток до цього слід зазначити також, що, у цьому випадку, немає необхідності в значному розвитку горизонтального оперення екраноплана, тому що його функція залишається чисто літаковою, тобто, зводиться до керування кутом атаки основного крила в процесі польоту і коректуванню можливих відхилень від оптимального центрування при завантаженні апарата. Завдяки тому, що консолі складеного крила запропонованого екраноплана мають позитивну стрілоподібність і встановлені під позитивним кутом поперечного V, забезпечується поперечна статична стійкість апарата, тому що при виникненні його крену на який-небудь борт, викликаного яким-небудь зовнішнім фактором, що виникає на консолях складеного крила екраноплана виникають відповідні збільшення піднімальної сили, що повертають його у вихідне положення. На додаток до цього, позитивна стрілоподібність консолей складеного крила забезпечує максимальний зсув їх САХ до задньої крайки САХ центроплана, що також сприяє необхідному для підвищення подовжньої статичної стійкості екраноплана максимальному зсувові назад аеродинамічного фокуса складеного крила екраноплана по куту атаки. Завдяки тому, що, на додаток до позитивного поперечного кута установки, консолі складеного 18 крила запропонованого екраноплана обладнані елеронами, забезпечується можливість здійснення розворотів екраноплана в горизонтальній площині з використанням крену у бік розвороту, що істотно знижує його радіус, підвищує маневреність апарата, а отже, і безпеку його експлуатації. Завдяки тому, що фюзеляж запропонованого екраноплана виконаний у виді обтічного корпуса, частково утопленого в центроплан, з обведеннями верхньої частини в подовжньому напрямку, близькими до обведень верхньої поверхні крилевого профілю центроплана, досягається підвищення аеродинамічної якості планера екраноплана. Завдяки тому, що двигун(и) силової установки розташований(і) у хвостовій частині фюзеляжу і(або) у внутрішньому обсязі центроплана, конструкцією запропонованого екраноплана передбачається можливість розташування двигуна(ів) у внутрішньому обсязі центроплана. Це, по-перше, забезпечує зниження центра мас апарата, що позитивно позначається і на поперечній стійкості в процесі його польоту і на поперечній остійності при його плаванні у положенні, коли він має водотоннажність А, по-друге, зсув положення двигуна(ів) у ніс апарата спрощує досягнення розташування його центра мас по довжині перед аеродинамічним фокусом складеного крила по куту атаки, що є неодмінною умовою забезпечення подовжньої статичної стійкості екраноплана "літакової схеми", яким, власне, і є запропонований екраноплан. Завдяки тому, що повітряний(і) гвинт(и) силової установки запропонованого екраноплана нижньою(німи) частиною(ами) свого(їх) диска(ів) утоплений(і) у центроплан з утворенням на його верхній поверхні перед повітряним(и) гвинтом(ами) виїмки(ок) з поверхнею(ями), плавно сполучаною(ими) з нижньою(іми) ділянкою(ами) внутрішньої(ніх) поверхні(хонь) кільця(ець)насадки(ок), а бічними частинами, зверненими до ДП екраноплана, у випадку застосування двох розташованих обабіч фюзеляжу повітряних гвинтів, розташовані в тіні фюзеляжу, якщо дивитися на нього попереду, верхня і бічні зовнішні поверхні виступаючої з центроплана частини фюзеляжу плавно зведені до маточини повітряного гвинта, у випадку застосування одного повітряного гвинта з віссю обертання, розташованої в ДП екраноплана, або до відповідних бічних ділянок внутрішніх поверхонь кілець-насадок, у випадку застосування двох повітряних гвинтів, розташованих обабіч фюзеляжу, майже уся верхня поверхня центроплана разом із зовнішніми поверхнями виступаючої з нього частини фюзеляжу знаходиться в процесі польоту в потоці повітря, прискореного працюючим(і) повітряним(и) гвинтом(ами) до великих швидкостей, чим це відбувається при звичайному обтіканні аналогічного крилевого профілю при його русі в повітрі з тією ж швидкістю. При цьому, з набагато більшою надійністю забезпечується безвідривність цього обтікання на усій верхній поверхні центроплана на всіх режимах руху екраноплана, включаючи і режим його розгону, коли закрилок центроплана відхилений максимально вниз з метою утримання під його нижньою поверхнею ди 19 83820 намічної або статичної повітряної подушки. Це, підвищуючи ступінь розрідження повітря над усією верхньою поверхнею центроплана на всіх режимах руху екраноплана, підвищує його піднімальну силу, що, у свою чергу, забезпечує істотне підвищення аеродинамічної якості апарата. До цього варто додати також, що зменшення висоти розташування осі(ей) повітряного(их) гвинта(ів) силової установки запропонованого екраноплана, за рахунок утеплення нижньої(ніх) частини(ин) свого(їх) диска(ів) у центроплан, сприяє, з одного боку, зменшенню абсолютної величини подовжнього моменту, створюваного вектором тяги повітряного(их) гвинта(ів) силової установки щодо центра мас апарата, а з іншого боку, зменшенню висоти його вертикального оперення, необхідної для висновку його горизонтального оперення з зони збуреного працюючим(и) гвинтом(ами) повітряного потоку, і, тим самим, зниженню маси його конструкції і її аеродинамічного опору. І те й інше сприяє, в остаточному підсумку, істотному підвищенню аеродинамічної якості екраноплана. Завдяки тому, що поплавці запропонованого екраноплана обладнані спеціальними верхніми кормовими приробками, що піднімаються над верхньою поверхнею центроплана, розташованими уздовж торцевих нервюр центроплана від зони їхньої максимальної висоти до хвостика профілю, з однієї сторони, забезпечується добре обтічна основа для установки консолей складеного крила на зазначеній вище висоті над ОП екраноплана, а з іншого боку, центроплан забезпечується, свого роду, верхніми кінцевими шайбами саме в тієї зоні своєї верхньої поверхні, де, як показано вище, завдяки прискореному(им) за допомогою повітряного(их) гвинта(ів) потоку(ам) повітря створюється підвищене розрідження. Якщо перше вносить свій внесок, як показано вище, у забезпечення подовжньої статичної стійкості запропонованого екраноплана, то друге сприяє максимальному підвищенню його аеродинамічної якості. Завдяки тому, що кіль вертикального оперення запропонованого екраноплана розташований у його ДП за кільцем(ями)-насадкою(ами) на повітряний(і) гвинт(и) його силової установки, кермо напрямку екраноплана знаходиться в самому центрі прискореного працюючим(ими) повітряним(и) гвинтом(ами) повітряного потоку. Це істотно підвищує його ефективність, особливо, при малих швидкостях руху апарата, наприклад, у процесі розгону перед злетом або при рулюваннях на малій акваторії, що також сприяє підвищенню його маневреності і, отже, безпеки експлуатації. Завдяки тому, що кіль вертикального оперення запропонованого екраноплана обладнаний форкілем, з одного боку, за рахунок збільшення площі бічної поверхні кіля, забезпечується підвищення курсової стійкості екраноплана при його русі у всьому діапазоні швидкостей, що сприяє підвищенню безпеки його експлуатації, а з іншого боку, безпосередньо за повітряним(и) гвинтом(ами) його силової установки утвориться конструкція, зручна для використання при організації відводу частини повітряного(их) потоку(ів), створюваного(их) повіт 20 ряним(и) гвинтом(ами), у простір під центропланом при русі екраноплана на СПП. Завдяки тому, що силова установка запропонованого екраноплана обладнана одним повітряним гвинтом з віссю обертання, розташованої в його ДП, а форкіль вертикального оперення виконаний у виді окремої від фюзеляжу конструкції з вертикально розташованою обтічною носовою крайкою, що доходить унизу до верхньої поверхні центроплана і розташована безпосередньо за кормовим зрізом кільця-насадки на повітряний гвинт, реалізується перший із двох можливих альтернативних варіантів аеродинамічного компонування запропонованого екраноплана з усіма іншими заявленими вище істотними відмітними ознаками, властивими йому. Завдяки тому, що силова установка запропонованого екраноплана обладнана двома встановленими обабіч фюзеляжу повітряними гвинтами, а форкіль вертикального оперення виконаний у виді продовження в корму фюзеляжу, причому, бічні поверхні форкіля плавно сполучені з відповідними бічними ділянками внутрішніх поверхонь кілецьнасадок на повітряні гвинти, реалізується другий із двох можливих альтернативних варіантів аеродинамічного компонування запропонованого екраноплана з усіма іншими заявленими вище істотними відмітними ознаками, властивими йому. Завдяки тому, що центроплан запропонованого екраноплана обладнаний S-подібним криловим аеродинамічним профілем, середня лінія якого вигнута як буква S, досягається більш висока аеродинамічна якість центроплана і більш сприятливе і стабільне, тобто, незалежне від висоти польоту над екраном, розташування його аеродинамічних фокусів. Це сприяє максимальному підвищенню аеродинамічної якості складеного крила і надійному забезпеченню подовжньої статичної стійкості екраноплана в широкому діапазоні його центрувань. Завдяки тому, що центроплан запропонованого екраноплана обладнаний негативним кутом поперечного V і негативною стрілоподібністю по задній крайці, досягається більш рівномірний розподіл тиску повітря в динамічній повітряній подушці під нижньою поверхнею центроплана при русі екраноплана над опорною поверхнею, що, як показали численні експерименти [[1], стор.56], також сприяє забезпеченню подовжньої статичної стійкості екраноплана. Завдяки тому, що форма аеродинамічного профілю центроплана запропонованого екраноплана характеризується наступними геометричними параметрами: відносною товщиною профілю, рівною: 9-15%, відносним віддаленням максимальної товщини профілю від носка профілю, рівним: 0,20-0,25, першою відносною увігнутістю профілю, рівною: 4-7%, і відносним віддаленням максимальної стрілки першої увігн утості від його носка, рівним: 0,20-0,30, досягається істотне підвищення його аеродинамічної якості, унаслідок зниження аеродинамічного опору і збільшення піднімальної сили [[1], стор.47; [13], стор.16, 17, мал.4], а також максимальний зсув положень обох його аеродинамічних фокусів до носка його САХ. Дослідження 21 83820 показують, що аеродинамічний фокус по куту а таки центроплана, при цьому, як і раніше залишається перед аеродинамічним фокусом центроплана по висоті над екраном, але відстань між ними значно зменшується [[14], стор.10, мал.6]. А якщо при цьому врахувати, що при заявленій сукупності геометричних параметрів аеродинамічного профілю центроплана положення обох його аеродинамічних фокусів практично не залежить від відносної висоти польоту екраноплана над опорною поверхнею [[14], стор.8, 9, мал.4], те стає очевидним, що застосування заявленого складеного крила в аеродинамічному компонуванні запропонованого екраноплана цілком вирішує задачу розміщення його аеродинамічних фокусів у необхідній для забезпечення подовжньої статичної стійкості екраноплана послідовності від носка САХ центроплана при біляекранному польоті на будьякій висоті. Заявлене вище обмеження на відносне віддалення максимальної товщини профілю центроплана від його носка обумовлене тим, що саме цим значенням даного геометричного параметра розглянутого крилевого профілю відповідає найбільше значення його аеродинамічної якості поблизу екрана і найменше значення розбігу між його аеродинамічними фокусами [[12], стор.59]. Заявлене вище обмеження на відносне віддалення максимальної стрілки першої відносної увігнутості профілю центроплана від його носка обумовлене тим, що збільшення цього віддалення понад зазначенe, тобто, зсув положення максимальної стрілки першої відносної увігн утості до хвостової частини профілю, призводить до значного зниження позитивного впливу близькості екрана на коефіцієнт піднімальної сили відносно товстого зі значною відносною увігнутістю аеродинамічного профілю, якимсь є центроплан запропонованого екраноплана [[13], стор.16, 17, мал.5], що істотно знижує його аеродинамічну якість і ускладнює задачу забезпечення необхідної подовжньої статичної стійкості його біляекранного польоту. У результаті спеціально виконаних оціночних розрахунків, що враховують вплив геометричних параметрів крила не тільки на його аеродинамічні характеристики, але і на його міцність, установлено, що при заявленій сукупності відносної товщини профілю крила і його відносної увігн утості досягається максимальна дальність польоту літального апарата [[14], стор.7]. Завдяки тому, що форма аеродинамічного профілю центроплана запропонованого екраноплана характеризується наступними геометричними параметрами: другою відносною увігнутістю профілю, рівної: мінус 0,5 - мінус 1,5%, і відносним віддаленням максимальної стрілки другої уві гнутості від носка профілю, рівним: 0,80-0,90, досягається додаткове істотне збільшення піднімальної сили центроплана при його русі поблизу опорної поверхні [[13], стор.18, мал.8] і значний зсув уперед його аеродинамічного фокуса по висоті над екраном при деякому зсуві його аеродинамічного фокуса по куту атаки назад, що уможливлює, у принципі, виконання головної вимоги забезпечення подовжньої статичної стійкості екраноплана поблизу екрана, визначеного виразом (1), навіть 22 без застосування складеного крила [[13], стор.19, 20, мал.11; [14], стор.10, 11, мал.7]. У цьому випадку, застосування складеного крила дозволяє лише значно розширити діапазон припустимих центрувань екраноплана без погіршення його подовжньої стійкості, що також підвищує експлуатаційно-технічні характеристики запропонованого екраноплана. Завдяки тому, що форма центроплана запропонованого екраноплана характеризується наступними геометричними параметрами: кутом поперечного V, рівним: мінус 4 - мінус 7°, і кутом стрілоподібності по задній крайці, рівним: мінус 40 - мінус 65°, забезпечується необхідне для досягнення зазначеного вище позитивного впливу даних параметрів на подовжню стійкість апарата співвідношення між ними. При цьому, менше по абсолютній величині, значення кута поперечного V центроплана відповідає більшому по абсолютній величині, значенню кута стрілоподібності його задньої крайки і навпаки. Завдяки тому, що позитивний кут поперечного V, під яким установлені консолі складеного крила запропонованого екраноплана, дорівнює: 10-15°, забезпечується оптимальне співвідношення між, високими значеннями поперечної стійкості, маневреності і мореплавності апарата, що досягаються за рахунок цієї ознаки, з одного боку, і прийнятною аеродинамічною якістю консолей його складеного крила, що забезпечують, як показано вище, подовжню статичну стійкість екраноплана. Завдяки тому, що задні крайки консолей складеного крила запропонованого екраноплана в районі їхніх кореневих нервюр розташовані на висоти над ОП екраноплана, що проходить через ОЛ його поплавців, що дорівнює: не менше 0,6 САХ консолі, забезпечується, з обліком позитивного поперечного кута їхньої установки і мінімально прийнятного в процесі польоту зазору між нижніми поверхнями поплавців і опорною поверхнею, розташування поперечних перерізів консолей складеного крила, відповідних С АХ, на висоті над екраном не менше 0,8-1,0 САХ, що, відповідно до результатів експериментів [[1], стор.57, мал.44], гарантує слабкий вплив екрана на величину їх аеродинамічної піднімальної сили. А це, як показано вище, є одним із двох головних умов, що забезпечують аеродинамічному компонуванню "складане крило" успіх у рішенні задачі забезпечення подовжньої статичної стійкості екраноплана при його польоті поблизу опорної поверхні. Завдяки тому, що консолі складеного крила запропонованого екраноплана обладнані елеронами, що зависають, тобто, елеронами, здатними працювати в режимі закрилків, мається можливість змінювати величину коефіцієнта аеродинамічної піднімальної сили консолей його складеного крила і впливати, за рахунок цього, на положення по довжині екраноплана як аеродинамічного фокуса його складеного крила по куту атаки, відповідно до вираження (2), так і точки прикладення до нього сумарної аеродинамічної піднімальної сили. А це, у свою чергу, дозволяє забезпечити оптимальне балансування екраноплана, з погляду підвищення його піднімальної сили і подовжньої статичної 23 83820 стійкості і мінімізації його аеродинамічного опору, у залежності від варіантів завантаження і режиму руху екраноплана. Це також сприяє підвищенню аеродинамічної якості запропонованого екраноплана і підвищенню безпеки його експлуатації. Завдяки тому, що вузли кріплення консолей складеного крила запропонованого екраноплана до верхніх кормових приробок поплавців обладнані шарнірами, що забезпечують можливість їх відкидання у бік ДП екраноплана, забезпечується, у разі потреби, значне зменшення габаритної ширини апарата, що істотно підвищує його маневреність при русі на стислій акваторії у положенні, коли він має водотонажність, а також забезпечується можливість його причалювання бортом до берегових споруджень, у випадку неможливості виходу на беріг, або до борта іншого судна, що істотно підвищує зручність і безпеку експлуатації екраноплана. Завдяки тому, що вузли повороту консолей складеного крила запропонованого екраноплана обладнані приводами з дистанційним керуванням з місця водія відкиданням і установкою з фіксацією консолей в експлуатаційне положення, також забезпечується підвищення зручності і безпеки експлуатації екраноплана. Завдяки тому, що кожен поплавець запропонованого екраноплана виконаний у виді жорсткого асиметричного корпуса з глісуючими обводами, утвореними: плоским внутрішнім бортом, опуклим у подовжньому напрямку гостроскулим зовнішнім бортом і розташованим між нижньою крайкою внутрішнього борта і лінією вилиці зовнішнього борта односторонньо кілеватим днищем з позитивним кутом зовнішньої кілеватості, що збільшується в міру наближення до форштевня поплавця, забезпечується зниження буксирувального опору апарата в процесі його розгону при зльоті з водної поверхні за рахунок більш повного виходу його поплавців з води, тому що гостроскулові корпуси мають, у порівнянні з округлими у поперечному перерізі, корпусами, більш високе значення гідродинамічної піднімальної сили [[15], стор.53] і, отже, більш високу гідродинамічну якість. Дослідження показують, що при рівності площ поперечних переріз занурених у воду частин корпусів глісеров з різною формою днища гідродинамічна піднімальна сила односторонньо кілеватого днища в 1,7-1,9 рази вище цього показника для днища з округлою у поперечному перерізі формою [[15], стор.60, табл.]. Ці дослідження показують також, що односторонньо кілевате днище по гідродинамічній якості має перевагу також і перед симетрично кілеватим днищем, тому що, за інших рівних умов, характеризується меншою величиною кута зовнішньої кілеватості. При цьому, виконання внутрішнього борта поплавця у виді вертикальної або близької до вертикальної плоскої стінки дозволяє максимально збільшити площу нижньої поверхні центроплана, під якою в процесі руху над опорною поверхнею формується зона підвищеного тиску повітря. А виконання днища у виді односторонньо кілеватої поверхні, нахиленої у бік ДП екраноплана, дозволяє уникнути негативного підсмоктуючого ефекту, що виникає при витіканні повітря під по 24 плавцями з зони з підвищеним тиском під центропланом назовні [[1], стор.49]. Це також сприяє підвищенню аеродинамічної якості екраноплана при його польоті поблизу екрана. Завдяки тому, що відношення довжини по ватерлінії до ширини по ватерлінії кожного поплавця запропонованого екраноплана становить: не менш 12, забезпечується зниження буксирувального опору апарата в процесі його розгону перед злетом з водної поверхні за рахунок максимального зменшення його складових, викликаних хвильовим опором [[16], стор.10, мал.1.2]. Завдяки тому, що кожен поплавець запропонованого екраноплана обладнаний розташованою в ОП екраноплана, що проходить через ОЛ його поплавців, плоскою подовжньою лижею, що переходить у носі - плавно, у похилий форштевень поплавця, по внутрішній подовжній крайці - під прямим або близьким до нього тупим кутом, у плоский внутрішній борт поплавця, а по зовнішній подовжній крайці - з уступом у кілевате днище поплавця, забезпечується зниження буксиру вального опору апарата в процесі його розгону при злеті з крижаної або засніженої поверхні. При цьому, наявність уступу між поверхнею плоскої подовжньої лижі і поверхнею днища поплавця в районі його притикання до зовнішньої стінки лижі, з одного боку, забезпечує зменшення площі контакту днища поплавця з твердою опорною поверхнею, сприяючи, тим самим, зменшенню зазначеного вище буксирувального опору апарата в процесі його розгону, а з іншого боку, виключення контакту іншої поверхні днища поплавця з нерівностями твердої опорної поверхні дозволяє підвищити довговічність його конструкції. Слід зазначити також, що наявність плоскої подовжньої лижі благотворно позначається на зниженні буксирувального опору апарата в процесі його розгону при зльоті і з водної поверхні, тому що на її позбавленої кілеватості поверхні, за наявності позитивного кута атаки, виникає гідродинамічна піднімальна сила, більша, ніж на інших, рівних по площі, ділянках кілеватого днища поплавця. Завдяки тому, що величина подовжнього уступу між поверхнею плоскої подовжньої лижі поплавця запропонованого екраноплана і поверхнею днища поплавця в районі його притикання до зовнішньої крайки подовжньої лижі, становить не більш 0,05 максимальної ширини днища поплавця по його вилиці, досягається розумний компроміс між необхідністю мати на днищі кожного поплавця корисний, як показано вище, подовжній уступ уздовж зовнішньої подовжньої крайки його лижі, і у той же час, уникнути виникнення негативного, як показано вище, підсмоктуючого ефекту, що виникає при витіканні повітря під поплавцями із-під центроплана назовні. Завдяки тому, що днище кожного поплавця запропонованого екраноплана обладнано поперечними реданами з уступами днища, стінки яких мають форму трикутників з вершиною, розташованою на подовжній лінії притикання днища поплавця до зовнішньої стінки його подовжньої лижі, забезпечується зниження буксирувального опору апарата в процесі його розгону при зльоті з водної 25 83820 поверхні за рахунок істотного зменшення його складових, викликаних опором тертя, через значне зниження площі змоченої поверхні днища поплавців. При цьому, завдяки трикутній формі стінок уступів днища на поперечних реданах забезпечується розумний компроміс між необхідністю мати поперечні уступи на днищі з метою утворення корисних для зниження його змоченої поверхні поперечних реданів і необхідністю уникнути наявності великих подовжніх уступів між поверхнею подовжньої лижі і поверхнею кілеватого днища в районі його притикання до зовнішньої стінки подовжньої лижі за кожним реданом, що викликають, як показане вище, виникнення шкідливого підсмоктуючого ефекту. Завдяки тому, що днище кожного поплавця запропонованого екраноплана в проміжках між поперечними реданами, а також у районі між форштевнем і першим поперечним реданом обладнано подовжніми реданами, досягається додаткове зниження площі змоченої поверхні днища поплавців, а отже, і додаткове зниження буксирувального опору апарата в процесі його розгону перед злетом з водної поверхні. Завдяки тому, що зовнішній борт кожного поплавця запропонованого екраноплана обладнаний бортовими приробками по кількості поперечних реданів, виконаними у формі перекинутих на бік пірамідоподібних тіл, із трикутникоподібною основою і спрямованої у бік носа поплавця вершиною, одна грань якої збігається з поверхнею зовнішнього борта поплавця на ділянці перед відповідним поперечним реданом, нижнє ребро цієї грані і вершина пірамідоподібної приробки лежать на лінії вилиці поплавця на цій ділянці, трикутникоподібна основа розташована в поперечній площині, що проходить через уступ скулової лінії відповідного поперечного редана, а нижня грань є плавним продовженням у протилежну від ДП екраноплана сторону ділянки днища поплавця перед відповідним поперечним реданом, причому вершини пірамідоподібних бортових приробок, що відповідають другому і наступним поперечним реданам, розташовані в площинах трикутникоподібних основ перед бортовими прибудовами, або в безпосередній близькості від них, а верхні вершини трикутникоподібних основ бортових приробок розташовані вище статичної ва терлінії поплавця, також досягається додаткове зниження буксирувального опору апарата в процесі його розгону при зльоті з водної поверхні. Це поясняється так. Трикутникоподібні основи пірамідоподібних бортових приробок утворять на бортах поплавців поперечні уступи, що збігаються по довжині поплавців з уступами днища на поперечних реданах. У процесі розгону екраноплана при старті з водної поверхні на бортових поперечних уступах так само, як і на поперечних реданах днища відбувається відрив струменів води від поверхонь поплавців, тобто, утворення штучних каверн. Але тому, що відповідно до заявленої форми зовнішніх поверхонь поплавців їхні бортові уступи є продовженням їхні х днищевих уступів, причому бортові уступи піднімаються по бору на висоту ви ще статичної 26 ватерлінії поплавця, то внутрішні порожнини зазначених вище штучни х каверн виявляються сполученими з навколишньою атмосферою при усіх варіантах осадки поплавців екраноплана. А вентиляція штучних каверн сприяє їхньому подальшому розвиткові, тобто, більш значному зниженню площі змоченої поверхні днища поплавців, а отже, і зниженню головної складової буксирувального опору глісуючи х поплавців - їхнього опору тертя. Крім цього, застосування спеціальних бортових приробок дозволяє забезпечити необхідну, з погляду гідродинаміки глісирування, площу поверхні днища поплавця при його істотно зменшеному поперечному перерізі, що сприяє зниженню як гідродинамічної, так і аеродинамічної складових опору форми кожного поплавця. Усе це сприяє істотному зниженню буксирувального опору екраноплана в процесі його розгону при злеті з водної поверхні. Завдяки тому, що нижні грані бортових приробок поплавців запропонованого екраноплана виконані у формі циліндричної або конічної поверхонь з опуклістю, спрямованої догори, а лінії шпангоутів відповідних ділянок днища поплавців сполучені з криволінійними утворюючих нижніх граней бортових приробок по дотичним з доданням односторонньо кілеватому днищу поплавців поперечного профілю типу "крило чайки", забезпечується підвищення гідродинамічної якості глісуючого днища поплавців, що, в остаточному підсумку, також сприяє зниженню буксирувального опору екраноплана в процесі його розгону при зльоті з водної поверхні. Завдяки тому, що форкіль вертикального оперення запропонованого екраноплана, у випадку застосування на ньому силової установки з одним повітряним гвинтом з віссю обертання, розташованої в ДП екраноплана, виконує одночасно функцію кормової опори вала повітряного гвинта, забезпечується без застосування спеціально призначеної для цього корпусної конструкції додаткова опора для вала повітряного гвинта, що знижує амплітуду його вигинних коливань у процесі обертання і, отже, рівень вібраційних навантажень, що передаються на конструкцію планера екраноплана. При цьому, також знижується і рівень структурного шуму в населених приміщеннях апарата. Завдяки тому, що корпус запропонованого екраноплана виконаний з можливістю зборки і розбирання його в процесі експлуатації на наступні основні агрегати: центроплан з фюзеляжем, силовою установкою і форкілем; поплавці; консолі складеного крила; вертикальне оперення і горизонтальне оперення, забезпечується істотне зниження експлуатаційних витрат при транспортуванні екраноплана від місця його виготовлення до місця його експлуатації або передислокації в процесі експлуатації, а також при тривалому зберіганні. При цьому, витрати часу і праці на зборку і розбирання екраноплана на зазначені агрегати є мінімальними, тому що основні складні вузли апарата в процесі складально-розбірних робіт не зачіпаються. Це сприяє підвищенню економічності експлуатації екраноплана. 27 83820 Завдяки тому, що як огородження СПП позаду центроплана, що забирається, запропонованого злітно-посадкового комплексу екраноплана використовується закрилок, змонтований уздовж задньої крайки центроплана з можливістю його відхилення вниз аж до сполучення його задньої крайки з ОП екраноплана, що проходить через ОЛ його поплавців, досягається істотне зниження коефіцієнта лобового опору центроплана екраноплана при русі на СПП у процесі його розгону перед злетом. Це сприяє підвищенню економічності експлуатації екраноплана. Завдяки тому, що повітропровід запропонованого злітно-посадкового комплексу екраноплана, що відводить частин у повітряного(их) потоку(ів) від повітряного(их) гвинта(ів) у простір під центропланом, виведений у форкіль, розташований за повітряним(и) гвинтом(ами), а поворотні стулки повітрозабірного пристрою виконані у виді частин бортових обшивань форкіля вертикального оперення екраноплана і змонтовані з можливістю їхнього повороту навколо розташованих у вертикальному напрямку осей, що забезпечує повне розкриття для повітряного(их) потоку(ів) від повітряного(их) гвинта(ів) розташованого(их) за ним(и) у форкілі вхідного(их) отвору(ів) повітроводу наддування СПП при русі екраноплана на СПП і повне закриття його(них) при русі екраноплана в режимі біляекранного польоту, з однієї сторони, також забезпечується підвищення економічності експлуатації екраноплана, тому що його повітровод, що відводить частину повітряного(их) потоку(ів) від повітряного(их) гвинта(ів) у простір під центропланом і повертає його(їх), на 180°, має розташовану у вертикальній площині усередині форкіля вісь, вигнуту по дузі кола з більшим радіусом, чим у прототипу, що сприяє істотному зниженню його гідравлічного опору. З іншого боку, введення в конструкцію екраноплана запропонованого повітрозабірного пристрою не знижує коефіцієнт піднімальної сили його центроплана при русі екраноплана на СПП, як це має місце в прототипі, де встановлена під кутом до верхньої поверхні центроплана поворотна стулка повітрозабірника гальмує повітряний потік, що обтікає верхню поверхню центроплана, знижуючи ступінь розрідження повітря над ним, що приводить до зниження коефіцієнта піднімальної сили центроплана. Таким чином, запропонований повітрозабірний пристрій сприяє підвищенню коефіцієнта піднімальної сили центроплана і, як наслідок цього, підвищенню аеродинамічної якості запропонованого екраноплана при його русі на СПП. Завдяки тому, що закрилок центроплана запропонованого злітно-посадкового комплексу екраноплана розділений по його розмаху на дві секції або на дві групи секцій, що належать різним бортам центроплана, причому кожна секція, у випадку поділу закрилка на двох секцій, або кожна група секцій, у випадку поділу закрилка на двох груп секцій, обладнана власним приводом їхнього повороту, забезпечується можливість роздільного керування секціями закрилка лівого і правого бортів центроплана, що, у свою чергу, дозволяє водієві екраноплана використовувати їх для підрулю 28 вання при русі апарата у положенні, коли він має водотоннажність і ефективність його аеродинамічного руля напрямку досить мала. Завдяки тому, що приводи повороту секцій закрилка центроплана запропонованого злітнопосадкового комплексу екраноплана обладнані засобами демпфірування зовнішніх ударних навантажень, що впливають на закрилок у процесі руху екраноплана з боку нерівностей опорної поверхні, досягається істотне зниження величин зовнішніх сил, що впливають на закрилок у процесі руху екраноплана з боку нерівностей опорної поверхні, а отже, і маси всієї конструкції центроплана, що сприймає ці сили, що також сприяє підвищенню економічності експлуатації екраноплана. Завдяки тому, що сусідні секції закрилка центроплана запропонованого злітно-посадкового комплексу екраноплана, що належать одному борту, з'єднані між собою гнучкими повітронепроникними діафрагмами, прикріпленими до їхніх суміжних торців, що забезпечують відсутність відкритого для повітря зазору між ними навіть при деякому зсуві їх між собою по куту повороту, викликаному зовнішнім впливом у процесі руху екраноплана з боку нерівностей опорної поверхні; що сусідні секції закрилка центроплана запропонованого екраноплана, що належать різним бортам, з'єднані між собою гнучкою повітронепроникною діафрагмою, прикріпленої до їхніх суміжних торців, що забезпечує відсутність відкритого для повітря зазору між ними навіть при максимально можливому зсуві їх між собою, коли одна з цих секцій повернена в крайнє верхнє положення, а інша - у крайнє нижнє положення; що внутрішні борти поплавців запропонованого екраноплана в районі розташування крайніх бортових секцій закрилка центроплана обладнані ділянками з конічною поверхнею, еквідистантні уявлюваній конічній поверхні, описуваній хордою профілю закрилка, розташованій в площині торця крайньої бортової секції закрилка, що примикає до внутрішнього борта поплавця, при його повороті від крайнього верхнього до крайнього нижнього положення, а крайні бортові секції закрилка центроплана обладнані еластичними ущільнювальними профілями, прикріпленими до їх зв'язаним із внутрішніми бортами поплавців торців, що забезпечують відсутність відкритого для повітря зазору між ними і поверхнями внутрішніх бортів відповідних поплавців екраноплана, забезпечується підвищена герметизація зазорів між окремими секціями закрилка центроплана при русі екраноплана над нерівностями опорної поверхні на СПП.Це істотно знижує необхідну витрату повітря, подаваного під центроплан, отже, і необхідні для цього витрати потужності силової установки апарата, що, у свою чергу, також сприяє підвищенню економічності експлуатації екраноплана. Конструкції запропонованого екраноплана і його злітно-посадкового комплексу проілюстровані кресленнями, на яких зображено: Фіг.1, 6 - вид на екраноплан збоку; Фіг.2, 7 - вид на екраноплан зверху; Фіг.3, 8 - вид на екраноплан спереду; Фіг.4 - січ. А-А (див. Фіг.1); Фіг.5 - січ. Б-Б (див. Фіг.2); 29 83820 Фіг.9 - січ. В-В (див. Фіг.7); Фіг.10 - аеродинамічний профіль центроплана екраноплана (схематично); Фіг.11 - вид на екраноплан знизу (аксонометрія); Фіг.12 - січ. Г-Г (див. Фіг.11); Фіг.13 - січ. Д-Д (див. Фіг.11); Фіг.14 - січ. Е-Е (ди в. Фіг.11); Фіг.15 - фрагмент виду на екраноплан зверху; Фіг.16 - розріз Ж-Ж (див. Фіг.15); Фіг.17 - розріз И-И (див. Фіг.15); Фіг.18 - розріз К-К (див. Фіг.15, 16); Фіг.19 - аеродинамічне компонування екраноплана (схематично). Екраноплан має фюзеляж 1, складане крило, що складається з центроплана 2 і консолей 3, розділених між собою поплавцями 4, що мають водотоннажність, вертикальне оперення, що складається з кіля 5 і руля напрямку 6, установлене над ним горизонтальне оперення, що складається зі стабілізатора 7 і руля висоти 8, силову установку з розташованим(и) над центропланом 2 за фюзеляжем 1 штовхаючим(и) повітряним(и) гвинтом(ами) 9 горизонтальної тяги, укладеним(и) у кільце(я)насадку(и) 10, зафіксоване(і) навколо нього(их) за допомогою лопаток 11 спрямляючого апарата, а також злітно-посадковий комплекс. Поплавці 4 екраноплана обладнані виступаючими над верхньою поверхнею 12 центроплана 2 спеціальними верхніми кормовими приробками 13, розташованими уздовж торцевих нервюр 14 центроплана 2 від зони їхньої максимальної висоти до хвостика профілю. Консолі 3 складених крил мають позитивний кут стрілоподібності (cк ) (див. Фіг.7), установлені під позитивним кутом (ψк ) поперечного V (див. Фіг.5), обладнані елеронами 15 і пристиковани до верхніх кормових приробок 13 поплавців 4 на висоті (hк ) (див. Фіг.3) над ОП екраноплана, що виключає активне використання ними "екранного ефекту" при будь-якому режимі руху екраноплана. Проекція САХ (bак ) кожної консолі 3 складені крила на ДП екраноплана розташована між центром мас 16 екраноплана і задньою крайкою САХ (bац ) його центроплана 2 (див. Фіг.2). Фюзеляж 1 виконаний у виді обтічного корпуса, частково утопленого в центроплан 2, з обведеннями верхньої частини в подовжньому напрямку, близькими до обведень верхньої поверхні 12 крилевого профілю центроплана 2. Двигун(и) 17 силової установки розташований(ні) у хвостовій частині 18 фюзеляжу 1 і (або) у вн утрішньому обсязі центроплана 2. В другому випадку передача крутного моменту від двигунів 17 до повітряних гвинтів 9 може бути здійснена за допомогою, наприклад, карданних валів 19 (див. Фіг.6, 7). Повітряний(ні) гвинт(и) 9 силової установки нижньою(іми) частиною(ами) свого(їх) диска(ів) утоплений(і) у центроплан 2 з утворенням на його верхній поверхні 12 перед повітряним(и) гвинтом(ами) 9 виїмки(ок) з поверхнею(ями) 20, плавно сполученою(ими) з нижньою(іми) ділянкою(ами) 21 внутрішньої(іх) поверхні(хонь) кільця(ець)-насадки(ок) 10, а бічними частинами, зверненими до ДП екраноплана, у випадку застосування двох розташованих обабіч фюзеляжу 1 повітряних гвинтів 9, розташовані в 30 тіні фюзеляжу 1, якщо дивитися на нього попереду (див. Фіг.8). Вер хня і бічні 22 зовнішні поверхні виступаючої з центроплана 2 частини фюзеляжу 1 плавно зведені до маточини 23 повітряного гвинта 9, у випадку застосування одного повітряного гвинта 9 з віссю обертання, розташованої в ДП екраноплана (див. Фіг.1, 2), або до відповідних бічних ділянок 24 внутрішні х поверхонь кілець-насадок, у випадку застосування двох повітряних гвинтів 9, розташованих обабіч фюзеляжу 1 (див. Фіг.6, 7). Кіль 5 вертикального оперення розташований у ДП екраноплана за кільцем(ями)-насадкою(ами) 10 на повітряному(их) гвинт(ах) 9 і обладнаний форкілем 25. При цьому, його силова установка може бути обладнана одним повітряним гвинтом 9 з віссю обертання, розташованої в ДП екраноплана, а форкіль 25 вертикального оперення виконаний у виді окремої від фюзеляжу 1 конструкції з вертикально розташованою обтічною носовою крайкою 26, що доходить унизу до верхньої поверхні 12 центроплана 2 і розташована безпосередньо за кормовим зрізом кільця-насадки 10 на повітряний гвинт 9 (див. Фіг.1-3), або двома встановленими обабіч фюзеляжу 1 повітряними гвинтами 9, а форкіль 25 вертикального оперення виконаний у виді продовження в корму фюзеляжу 1, причому бічні поверхні форкіля 25 плавно сполучені з відповідними бічними ділянками 24 внутрішніх поверхонь кілець-насадок 10 на повітряні гвинти 9 (див. Фіг.68). При цьому, його центроплан 2 може бути обладнаний S-подібним криловим аеродинамічним профілем, середня лінія якого вигнута як буква S (див. Фіг.10), негативним кутом (ψ ц ) поперечного V (див. Фіг.4) і негативної стрілоподібністю по задній крайці (χцз) (див. Фіг.7). При цьому, форма аеродинамічного профілю його центроплана 2 може характеризуватися наступними геометричними параметрами (див. Фіг.10): відносною товщиною профілю = c m ax/ b ), рівною 9-15%, відносним віддален(c ням максимальної товщини профілю від його носка ( xc = x c / b ) рівним 0,20-0,25, першою відносною увігн утістю профілю ( f1 = f1max / b ), рівною 4-7%, відносним віддаленням максимальної стрілки першої увігн утості від носка профілю ( x f 1 = x f 1 / b ), рівним: 0,20-0,30, другою відносною увігнутістю профілю ( f2 = f2 max / b ), рівною мінус 0,5 - мінус 1,5%, і відносним віддаленням максимальної стрілки другої уві гнутості від носка профілю ( x f 2 x f 2 / b ), рівною 0,80-0,90. = При цьому, загальна форма його центроплана 2 може характеризуватися наступними геометричними параметрами: кутом (ψ ц ) поперечного V, рівним мінус 4 - мінус 7° (див. Фіг.4), і кутом стрілоподібності по задній крайці (χцз), рівним мінус 40 мінус 65° (див. Фіг.7). При цьому, позитивний кут (ψ ц ) поперечного V, під яким установлені консолі 3 його складених крил, може дорівнювати 10-15° (див. Фіг.5), а задні крайки консолей 3 у районі їхніх кореневих нервюр можуть бути розташовані на висоті (hк ) над ОП 31 83820 екраноплана, що проходить через ОЛ його поплавців (див. фіг.7), рівною не менше 0,6 САХ консолі (bак ) (див. Фіг.3). При цьому, консолі 3 його складених крил обладнані елеронами 15, що зависають. При цьому, вузли кріплення консолей 3 його складених крил до верхніх кормових приробок 13 поплавців 4 можуть бути обладнані шарнірами 27, що забезпечують можливість їхнього відкидання у бік ДП екраноплана, а також приводами 28 з дистанційним керуванням з місця водія відкиданням і установкою з фіксацією консолей 3 в експлуатаційне положення (див. Фіг.5, 9). При цьому, кожен його поплавець 4 (див. Фіг.11) може бути виконаний у виді жорсткого асиметричного корпуса з глісуючими обведеннями, утвореними: плоским внутрішнім бортом 29, опуклим у подовжньому напрямку гостроскулим зовнішнім бортом 30 і розташованим між нижньою крайкою внутрішнього борта 29 і лінією вилиці 31 зовнішнього борта 30 односторонньо кілеватим днищем 32 з позитивним кутом (р) (див. Фіг.4) зовнішньої кілеватости, що збільшується в міру наближення до форштевня 33 поплавця (див. Фіг.3, 8). При цьому, відношення довжини по ватерлінії до ширини по ватерлінії кожного його поплавця 4 може дорівнювати не менше 12. При цьому, кожен його поплавець 4 може бути обладнаний розташованої в ОП екраноплана, що проходить через ОЛ його поплавців 4, плоскою подовжньою лижею 34, що переходить: у носі плавно, у похилий форштевень 33 поплавця 4, по внутрішній подовжній крайці - під прямим або близьким до нього тупим кутом, у плоский внутрішній борт 29 поплавця 4, а по зовнішній подовжній крайці - з уступом, у кілевате днище 32 поплавця 4. При цьому, величина подовжнього уступ у (t) (див. Фіг.4) між поверхнею плоскої подовжньої лижі 34 кожного його поплавця 4 і поверхнею днища 32 цього поплавця 4 у районі його притикання до зовнішньої крайки подовжньої лижі 34, може бути не більше 0,05 максимальної ширини (bдн) днища 32 поплавця 4 по його вилиці 31. При цьому, днище 32 кожного його поплавця 4 може бути обладнано поперечними реданами 35 з уступами днища 32, стінки 36 (див. Фіг.11) яких мають форму трикутників з вершиною 37, розташованою на подовжній лінії 38 притикання днища 32 поплавця 4 до зовнішньої крайки його подовжньої лижі 34. При цьому, днище 32 кожного його поплавця 4 у проміжках між поперечними реданами 35, а також у районі між форштевнем 33 і першим поперечним реданом 35 може бути обладнано подовжніми реданами 39. При цьому, зовнішній борт 30 кожного його поплавця 4 може бути обладнаний спеціальними бортовими приробками 40 (див. Фіг.1, 2, 6, 7) по кількості поперечних реданів 35, виконаними у формі перекинутих на бік пірамідоподібних тіл, із трикутникоподібною основою 41 (див. Фіг.11) і спрямованої у бік носа поплавця 4 вершиною 42, одна грань яких збігається з поверхнею зовнішньо 32 го борта 30 поплавця 4 на ділянці перед відповідним поперечним реданом 35, нижнє ребро цієї грані і вершина пірамідоподібної приробки 42 лежать на лінії вилиці 31 поплавця 4 на цій ділянці, трикутникоподібна основа 41 розташована в поперечній площині, що проходить через уступ скулової лінії 31 відповідного поперечного редана 35, а нижня грань 43 є плавним продовженням у протилежну від ДП екраноплана сторону ділянки днища 32 поплавця 4 перед відповідним поперечним реданом 35, причому, вершини 42 бортових приробок, що відповідають другому і наступним поперечним реданам 35, розташовані в площинах трикутникоподібних основ 41 перед розташованих бортових приробок 40, або в безпосередній близькості від них, а вер хні вершини 44 трикутникоподібних основ 41 бортових приробок 40 розташовані вище статичної ватерлінії поплавця 4 (див. Фіг.1,6). При цьому, нижні грані 43 бортових приробок 40 його поплавців 4 можуть бути виконані у формі циліндричної або конічної поверхонь з опуклістю, спрямованої нагору, а лінії шпангоутів 45 (див. Фіг.11) відповідних ділянок днища 32 поплавців 4 сполучені з криволінійними утворюючими 46 нижніх граней 43 бортових приробок 40 по дотичним з доданням односторонньо кілеватому днищу 32 поплавців 4 поперечного профілю типу "крило чайки" (див. Фіг.4). При цьому, форкіль 25 його вертикального оперення, у випадку застосування на екраноплані силової установки з одним повітряним гвинтом 9 з віссю обертання, розташованої в його ДП, може виконувати одночасно функцію кормової опори вала повітряного гвинта 9. При цьому, його корпус може бути виконаний з можливістю зборки і розбирання в процесі експлуатації на наступні основні агрегати: центроплан 2 з фюзеляжем 1, силовою установкою і форкілем 25; поплавці 4; консолі 3 складені крила; вертикальне оперення 5, 6 і горизонтальне оперення 7, 8. Злітно-посадковий комплекс екраноплана з засобами створення при його зльоті і посадці під центропланом 2 СГТП, має змонтовані по бортах центроплана 2 поплавці 4, що мають водотоннажність, огородження СПП попереду і позад центроплана 2, що забираються, розташований у внутрішньому обсязі центроплана 2 повітровод 47, (див. Фіг.16, 18), що відводить частину повітряного(их) потоку(ів) від повітряного(их) гвинта(ів) 9 у простір під центропланом 2, повітрозабірний пристрій, виконаний у виді поворотних стулок 48 (див. Фіг.15, 16), змонтованих за повітряним(и) гвинтом(ами) 9 з можливістю відкриття або закриття вхідного(их) отвор у(ів) повітроводу 47 наддування СПП, поворотні стулки 49 (див. Фіг.11) на нижній поверхні центроплана 2, що забезпечують відкриття або закриття вихідних о творів повітроводу 47 наддування СПП, а також пристрій синхронізації установки і збирання огородження СПП із поворотом стулок вхідного(их) 48 і ви хідних 49 отворів повітропровода 47 наддування СПП. Як огородження СПП попереду центроплана 2, що забирається, можуть бути використані спеціальні гнучкі щитки, що повертаються навколо горизонтальної 33 83820 осі, 50 (див. Фіг.11, 16). Як огородження СПП позад центроплана 2, що забирається, використовується закрилок 51 (див. Фіг.11, 16), змонтований уздовж задньої крайки центроплана 2 з можливістю його відхилення вниз аж до сполучення його задньої крайки з ОП екраноплана, що проходить через ОЛ його поплавців 4, повітровод 47, що відводить частину повітряного(их) потоку(ів) від повітряного(их) гвинта(ів) 9 у простір під центропланом 2, виведений у форкіль 25 (див. Фіг.16), розташований за повітряним(и) гвинтом(ами) 9, а поворотні стулки 48 повітрозабірного пристрою виконані у виді частин бортових обшивань форкіля 25 (див. Фіг.15) вертикального оперення екраноплана і змонтовані з можливістю їхнього повороту навколо розташованих у вертикальному напрямку осей 52, що забезпечує повне розкриття для повітряного(их) потоку(ів) від повітряного(их) гвинта(ів) 9 розташованого за ним(и) у форкілі 25 вхідного(их) отвору(ів) повітровода 47 наддування СПП при русі екраноплана на СПП і повне закриття його їх) при русі екраноплана в режимі біляекранного польоту. При цьому, закрилок 51 центроплана 2 може бути розділений по його розмаху на дві секції або на дві групи секцій, що належать різним бортам центроплана 2, причому кожна секція, у випадку поділу закрилка 51 на дві секції, або кожна група секцій, у випадку поділу закрилка 51 на дві групи секцій, обладнана власним приводом їхнього повороту. При цьому, приводи повороту секцій закрилка 51 центроплана 2 можуть бути обладнані засобами демпфірування зовнішніх ударних навантажень, що впливають на закрилок 51 у процесі руху екраноплана з боку нерівностей 53 (див. Фіг.12) опорної поверхні. При цьому, сусідні секції закрилка 51 центроплана 2, що належать одному борту, можуть бути з'єднані між собою гнучкими повітронепроникними діафрагмами 54 (див. Фіг.11, 12), прикріпленими до їхніх суміжних торців, що забезпечують відсутність відкритого для повітря зазору між ними навіть при деякому зсуві їх між собою по куту повороту, викликаному зовнішнім впливом у процесі руху екраноплана з боку нерівностей 53 опорної поверхні (див. Фіг.12б). При цьому, сусідні секції закрилка 51 центроплана 2, що належать різним бортам, можуть бути з'єднані між собою гнучкою повітронепроникною діафрагмою 55 (див. Фіг.11, 13), прикріпленої до їхні х суміжних торців, що забезпечує відсутність відкритого для повітря зазору між ними навіть при максимально можливому зсуві їх між собою, коли одна з цих секцій повернена в крайнє верхнє положення, а інша - у крайнє нижнє положення (див. Фіг.13в). При цьому, вн утрішні борти 29 поплавців 4 екраноплана в районі розташування крайніх бортових секцій закрилка 51 центроплана 2 можуть бути обладнані ділянками 56 (див. Фіг.11, 14) з конічною поверхнею, еквідистантною уявлюваній конічній поверхні, описуваній хордою профілю закрилка 51, розташованою в площині торця крайньої бортової секції закрилка 51, що примикає до внутрішнього 34 борта 29 поплавця 4, при його повороті від крайнього верхнього до крайнього нижнього положення, а крайні бортові секції закрилка 51 центроплана 2 обладнані еластичними ущільнювальними профілями 57 (див. Фіг.14), прикріпленими до їх зв'язаним із внутрішніми бортами 29 поплавців 4 торцям, що забезпечують відсутність відкритого для повітря зазору між ними і поверхнями внутрішніх бортів 29 відповідних поплавців 4 екраноплана. Екраноплан функціонує в такий спосіб. Під дією горизонтальної тяги, створюваної повітряним(и) гвинтом(ами) 9 силової установки, збільшеної кільцем(ями)-насадкою(ами) 10, що охоплює(ють) його(них), екраноплан рухається вперед. У процесі сталого горизонтального польоту на його несучи х аеродинамічних поверхнях: центроплані 2 з обтічним фюзеляжем 1, консолях 3 складених крилах і стабілізаторі 7 горизонтального оперення, виникають аеродинамічні піднімальні сили: (Yц ), (Yк ), (Yгo), відповідно. Крім цього, на екраноплан діє сила власної ваги (G), прикладена в центрі мас 16 (хg ) екраноплана. Подовжня рівновага екраноплана забезпечується завдяки рівності нулю суми проекцій на вісь Y і моментів щодо носка САХ центроплана 2 його складених крил всіх цих сил, тобто (див. Фіг.19): G·xg +Yц ·(xаэ)ц +Yк ·(xаэ)к +Yго ·(xаэ)г о=0 (4) де: (xаэ)ц , (xаэ)к , (xаэ)го - плечі аеродинамічних піднімальних сил центроплана 2 і консолей 3 складені крила, а також стабілізатора 7 горизонтального оперення екраноплана, відповідно, щодо носка САХ його центроплана 2. При цьому, горизонтальними силами, що діють на екраноплан у процесі польоту: силою тяги силової установки і силою аеродинамічного опору його корпуса, можна зневажити, тому що їхні плечі щодо центра мас запропонованого екраноплана досить малі. Подовжня статична стійкість екраноплана при польоті на відносно великій висоті, поза впливом "екранного ефекту", забезпечується "по літаковому", тобто, за рахунок розташування центра мас 16 (xg ) апарата (див. Фіг.19) перед точкою (хаэ) прикладення до нього аеродинамічної піднімальної сили (Yаэ) складеного крила й установки стабілізатора 7 горизонтального оперення з вихідним негативним кутом атаки. Це забезпечує екраноплану здатність самостійно, без втручання водія, повертатися, після припинення дії сил, що збурюють, до кута атаки його центроплана 2, що він мав до початку дії сил, що збурюють. Подовжня статична стійкість екраноплана при біляекранному польоті з використанням "екранного ефекту" забезпечується за рахунок розташування, відповідно до критерію подовжньої стійкості екраноплана [11], центра мас 16 (хg ) апарата (див. Фіг.19) між розташованим перед аеродинамічним фокусом його складеного крила по висоті над екраном (хFh) і розташованим за аеродинамічним фокусом його складеного крила по куту атаки (хFα ). Це забезпечує екраноплану, що р ухається поблизу опорної поверхні, додатковий момент, що повертає його до колишнього кута атаки після припинення дії сил, що збурюють, за рахунок виникнення відповідного збільшення аеродинаміч 35 83820 ної піднімальної сили (ΔYаэ) його складеного крила, прикладеного до екраноплану в точці розташування аеродинамічного фокуса його складеного крила по висоті над екраном (хFh). Вище було показано, як за рахунок застосування аеродинамічної схеми "складане крило" в аеродинамічному компонуванні запропонованого екраноплана його аеродинамічний фокус по куту атаки (хFα ), відповідно до вираження (2), значно зміщається назад стосовно аеродинамічного фокуса по куту атаки центроплана ((хFα )ц ) (див. Фіг.19) і розташовується позаду аеродинамічного фокуса по висоті над екраном (хFh). У значній мірі підвищенню запасу подовжньої статичної стійкості екраноплана сприяє і застосований для його центроплана 2 S-подібний аеродинамічний профіль із зазначеними вище його геометричними параметрами, що забезпечують максимальний зсув його аеродинамічних фокусів до передньої крайки центроплана 2 і незалежність їхнього положення від висоти польоту над екраном. Поперечна стійкість екраноплана при польоті на відносно великій висоті, поза впливом "екранного ефекту", також забезпечується "по літаковому", за рахунок значної величини позитивного кута (ψ к ) поперечного V консолей 3 його складаних крил, завдяки якому при виникненні крену екраноплана під дією сил, що збурюють, на опущеній униз консолі 3 його складаного крила виникає збільшення аеродинамічної піднімальної сили (+ΔYк ), а на піднятій нагору консолі - зменшення її аеродинамічної піднімальної сили (-ΔYк ). Під дією відновлюючого моменту, що утворюється в такий спосіб, відбувається повернення екраноплана у вихідне положення після припинення дії сил, що збурюють. Поперечна стійкість екраноплана при біляекранному польоті, з використанням "екранного ефекту", забезпечується за рахунок виникнення додаткового моменту, що відновлює, обумовленого виникненням на опущеній половині центроплана 2, через її наближення до опорної поверхні, збільшення аеродинамічної піднімальної сили (+ΔYц ), а на піднятій половині центроплана 2, через її видалення від опорної поверхні, зменшення аеродинамічної піднімальної сили (-ΔYц ). Як показано вище, аеродинамічне компонування запропонованого екраноплана забезпечує йому необхідну подовжню і поперечну стійкість при польоті як поблизу екрана, з використанням "екранного ефекту", так і удалині від нього, поза зоною його впливу. Це дозволяє водієві запропонованого екраноплана, за необхідності, значно збільшити висоту польоту. Для цього необхідно лише збільшити число оборотів двигуна(ів) 17 апарата і виконати, за необхідності, мінімальні маніпуляції кермом висоти. Можливість істотного збільшення висоти польоту дозволяє запропонованому екраноплану робити повороти в горизонтальній площині "по літаковому", тобто, з використанням значного крену у бік центра розвороту, не боячись зачепити кінцем опущеного вниз крила опорну поверхню. Для цього необхідно, зазначеним вище способом, набрати потрібну висоту польоту і здійснити пого 36 джені відхилення руля напрямку 6 і елеронів 15 консолей 3 складаних крил екраноплана. При цьому радіус розвороту апарата різко зменшується, а його маневрені якості підвищуються. Злітно-посадочний комплекс екраноплана функціонує в такий спосіб. Перед початком розгону екраноплана, після запуску його двигуна(ів) 17 здійснюють утворення замкненої порожнини під його центропланом 2 шляхом опускання переднього гнучкого щитка 50 (див. Фіг.16) і закрилка 51 центроплана 2 до торкання опорної поверхні. Потім здійснюють відкриття вхідного(их) і вихідних отворів повітроводу 47 (див. Фіг.16) наддування СПП під центропланом 2 шляхом повороту змонтованих на бічних поверхнях форкіля 25 стулок 48 (див. Фіг.15, 17) повітрозабірника і змонтованих на нижній поверхні центроплана 2 стулок 49 (див. Фіг.11) вихідних отворів повітроводу 47. Завдяки цьому частина повітряного(их) потоку(ів), що відкидається(ються) назад повітряним(и) гвинтом(ами) 9 силової установки екраноплана, направляється через вхідний(і) отвір(и) у повітровід 47 (див. Фіг.16), а звідти через вихідні отвори повітроводу 47 (див. Фіг.18) у замкнену порожнину під центропланом 2 апарату. У результаті, у замкнутій порожнині під центропланом 2 утвориться надлишковий тиск повітря, під дією якого екраноплан спливає, якщо він знаходиться на воді, або його тиск на опорну поверхню різко знижується, якщо він знаходиться над твердою опорною поверхнею, наприклад, над засніженою поверхнею суші або льодом. В обох випадках сила опору рухо ві екраноплана з боку опорної поверхні різко знижується і він під дією сили тяги, створюваною більшою частиною, що залишилася, повітряного(их) потоку(ів), що відкидається(ються) повітряним(и) гвинтом(ами) 9 силової установки, починає швидко розганятися, збільшуючи швидкість поступального руху. В міру збільшення швидкості руху апарата росте величина швидкісного напору повітряного потоку, що набігає на його, що впливає, у тому числі, і на гнучкий щиток 50, що огороджує СПП під центропланом 2 спереду. При досягненні рівності між величиною швидкісного напору потоку повітря, що набігає, і надлишковим тиском повітря у СПП під центропланом 2 гнучкий щиток 50, що огороджує СПП спереду, забирають, притискаючи його до нижньої поверхні центроплана 2 (див. Фіг.16). Після збирання гнучкого щитка 50, що огороджує СПП попереду, лобовий аеродинамічний опір екраноплана ще більше зменшується і він продовжує свій розгін підтримуваний вже динамічною повітряною подушкою (ДПП), створюваною під його центропланом 2 загальмованим закрилком 51 центроплана 2 потоком повітря, що набігає. При досягненні швидкості відриву закрилок 51 центроплана 2, що виконує функцію заднього огородження ДПП, також піднімають догори, переводячи його в нейтральне положення. Екраноплан переходить у режим біляекранного польоту. При приземленні або приводненні екраноплана усе відбувається в зворотній послідовності. Спочатку опускають униз закрилок 51 центроплана 2 і, за рахунок зниження величини горизонтальної 37 83820 тяги силової установки, екраноплан з режиму біляекранного польоту переводять у режим руху на ДПП, створюваної під його центропланом 2 потоком повітря, що набігає. Як тільки надлишковий тиск повітря в ДПП під центропланом 2, у результаті уповільнення поступального руху екраноплана, знизиться до величини, що може бути досягнута у СПП, створюваної за рахунок зазначеного вище наддування, відкривають стулки 48, 49 вхідного(их) і ви хідних отворів повітроводу 47 наддування СПП і опускають униз гнучкий щиток 50, що огороджує СПП попереду центроплана 2. Екраноплан переходить у режим руху на СПП.Це дозволяє екраноплану ввійти в контакт з опорною поверхнею на максимально низькій швидкості і максимально знизити за рахунок цього величину виникаючих при цьому ударних навантажень. Незважаючи на те, що, як показано вище, природа піднімальних сил, що підтримують запропонований екраноплан над опорною поверхнею при його розгоні й у процесі сталого біляекранного польоту, істотно різні, проте, при переході від одного з цих режимів руху до іншого різкої зміни балансування екраноплана не відбувається. Завдяки застосованому на ньому аеродинамічному компонуванню, що включає центроплан 2 зі значною негативною стрілоподібністю по задній крайці і віднесені далеко назад до задньої крайки центроплана 2 консолі 3 складаних крил, віддалення від носка САХ його центроплана 2 точка прикладення до екраноплану аеродинамічної піднімальної сили (Yаэ) у процесі його біляекранного польоту, визначене як: хаэ = (Су )ц × Sц × (х аэ )ц + (Су )к × Sк × (х аэ )к (Су )ц × Sц + (Су )к × Sк (5) виявляється, приблизно, рівним віддаленню від носка САХ центроплана 2 точка прикладення до екраноплану аеростатичної піднімальної сили (Yст), створюваної СПП під його центропланом 2 у процесі розгону екраноплана. Деякі незначні зміни величини моменту, створюваного піднімальними силами (Yаэ), (Yст) складеного крила екраноплана, що відбуваються при переході його від одного режиму руху до іншого, легко парируються його горизонтальним оперенням шляхом відповідного відхилення руля висоти 8. 38 Використані джерела: 1. Н.И.Белавин. Экранопланы. Л., Судостроение, 1977. 2. Заявка ФРН №4010877, МПК: В64С35/00, опубл. 10.10.1991. 3. Авт. св. СРСР №1786768, МПК: B60V1/08, опубл. 27.07.1996, Бюл. №23. 4. Патент РФ №2087351, МПК: B60V1/08, опубл. 20.08.1997, Бюл. №23. 5. Патент Великобританії №2120990, МПК: B60V1/08, 3/08, опубл. 14.12.1983. 6. Заявка ФРН №3319127, МПК: B60V1/08, опубл. 01.12.1983. 7. Патент РФ №2099217, МПК: B60V1/08, В64С39/00, 25/54, 3/56, опубл. 20.12.1997, Бюл. №35. 8. Заявка РФ №2003109156, МПК: B60V 1/08, опубл. 10.12.2004. 9. Заявка РФ №2003131630, МПК: B60V 1/00, опубл. 20.04.2005. 10. Патент РФ №2254250, МПК: B60V 1/08, опубл. 20.06.2005, Бюл. №17 (прототип). 11. Р.Д.Иродов. Критерии продольной устойчивости экраноплана. - Учёные записки ЦАГИ, 1970, том 1, №4. М., ЦАГИ, 1970. 12. А.И.Маскалик, Б.А.Колызаев, В.И.Жуков, Г.Л.Радовицкий, Д.Н.Синицин, Л.К. Загорулько. Экранопланы. Особенности теории и проектирования. С-Петербург, С удостроение, 2000. 13. В.Н.Архангельський, С.И.Коновалов. Расчётное исследование влияния параметров профиля на его аэродинамические характеристики вблизи экрана. - Труды ЦАГИ, 1985, вып.2304. М., ЦАГИ, 1985. 14. В.М.Гадецкий. Влияние формы профиля на аэродинамические характеристики крыла вблизи экрана. - Труды ЦАГИ, 1985, вып.2304. М., ЦАГИ, 1985. 15. А.Н.Панченков, М.Н.Борисюк, С.Б.Белецкая. Глиссирование тел произвольной формы.- Восточно-Сибирский авиационный сборник. Иркутск, Изд-во ИрГТУ, 2001, стр. 51-60. 16. И.А.Тито в, И.Т.Егоров, В.Ф.Дробленков. Ходкость быстроходных судов. Л., С удостроение, 1979. 39 83820 40 41 83820 42 43 83820 44 45 83820 46 47 Комп’ютерна в ерстка Т. Чепелев а 83820 Підписне 48 Тираж 28 прим. Міністерство осв іт и і науки України Держав ний департамент інтелектуальної в ласності, вул. Урицького, 45, м. Київ , МСП, 03680, Україна ДП “Український інститут промислов ої в ласності”, вул. Глазунова, 1, м. Київ – 42, 01601