аэродинамическая схема летательного аппарата
Классы МПК: | B64C9/10 с регулированием одной поверхности путем перемещения другой поверхности, например сервокомпенсаторы |
Автор(ы): | Григорьев Владимир Григорьевич, Григорьев Дмитрий Владимирович |
Патентообладатель(и): | Григорьев Владимир Григорьевич, Григорьев Дмитрий Владимирович |
Приоритеты: |
подача заявки:
1993-06-08 публикация патента:
20.10.1997 |
Использование: при создании новых и модернизации существующих летательных аппаратов. Сущность: аэродинамическая схема летательного аппарата, содержащего корпус, крыло и оперение, причем консоли крыла установлены с возможностью вращения относительно корпуса. На задней кромке каждой консоли крыла установлена дополнительная управляющая аэродинамическая поверхность с возможностью вращения вокруг оси, параллельной оси вращения консоли крыла. Оси рулевых приводов, дополнительные управляющие аэродинамические поверхности механически связаны с выходами рулевых приводов этих поверхностей. Консоли оперения установлены с возможностью вращения относительно корпуса и механически связаны с выходами рулевых приводов оперения. 1 ил.
Рисунок 1
Формула изобретения
Аэродинамическая схема летательного аппарата, содержащая корпус, крыло и оперение, причем консоли крыла установлены с возможностью вращения относительно корпуса, отличающаяся тем, что на задней кромке каждой консоли крыла установлена дополнительная управляющая аэродинамическая поверхность с возможностью вращения вокруг оси, параллельной оси вращения консоли крыла, причем оси консолей крыла установлены без механической связи с выходами рулевых приводов, дополнительные управляющие аэродинамические поверхности механически связаны с выходами рулевых приводов этих поверхностей, консоли оперения установлены с возможностью вращения относительно корпуса и механически связаны с выходами рулевых приводов оперения.Описание изобретения к патенту
Изобретение относится к области аэродинамических схем летательных аппаратов /ЛА/ и может быть использовано при создании новых и модернизации существующих ЛА. Известна аэродинамическая схема ЛА [1] которая содержит корпус, крыло и оперение /аэродинамические рули/, причем крыло установлено на корпусе неподвижно, а оперение установлено на корпусе с возможностью вращения относительно корпуса. Недостатком этой схемы является большое запаздывание в создании управляющей аэродинамической силы по отношению к началу отклонения оперения, так как основная часть этой силы создается крылом в результате поворота его на угол атаки вместе с корпусом, обладающим значительной инерционностью. Известна также аэродинамическая схема ЛА с управляемым /поворотным/ крылом [2] которая содержит корпус, крыло и оперение /стабилизатор/, причем оперение установлено на корпусе позади крыла неподвижно относительно корпуса, а консоли крыла установлены с возможностью вращения относительно корпуса, и оси консолей крыла механически связаны с выходом рулевого привода. Недостатками этой схемы являются большая потребная мощность рулевых приводов и невозможность изменения значения коэффициента балансировки ЛА в соответствии с задачами управления. Прототипом заявляемого изобретения следует считать аэродинамическую схему ЛА [2] общими признаками которой с заявляемым изобретением является то, что она содержит корпус, крыло и оперение, причем консоли крыла установлены с возможностью вращения относительно корпуса. Кроме того, в прототипе оперение установлено на корпусе неподвижно позади крыла, а оси консолей крыла механически связаны с выходом рулевого привода. Недостатками прототипа являются большая потребная мощность рулевого привода поворотного крыла и невозможность изменения значения коэффициента балансировки ЛА в соответствии с задачами управления в процессе полета ЛА. Первый недостаток обусловлен тем, что для обеспечения высокого быстродействия в создании аэродинамической управляющей силы рулевые приводы прототипа должны отклонять консоли поворотного крыла с большой угловой скоростью, преодолевая при этом больше шарнирные моменты консолей крыла. При рассмотрении второго недостатка учтем, что в прототипе:Kб=
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
где
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
0,2
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093034/8773.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093417/922.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093034/8773.gif)
и незначительно изменяется в процессе полета ЛА. Максимальное значение
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093109/176.gif)
по конструктивным соображениям, а также для того, чтобы не достигались критические значения угла атаки поворотного крыла. С учетом выражений /1/-/3/ получим, что максимальное балансировочное значение
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093109/176.gif)
В то же время для решения некоторых задач управления полетом ЛА требуются значения
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
Pn=P
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093012/183.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
Сила Pn складывается с аэродинамической управляющей силой Y, которая на этом этапе полета АУР имеет сравнительно невысокое значение вследствие небольшой скорости полета АУР. При
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093417/922.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093018/8800.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093018/8800.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
и ДУАП создает аэродинамическую подъемную силу Yg, приложенную на расстоянии lFg позади оси вращения ДУАП и на расстоянии lg позади оси вращения КПК. Момент Mшg этой силы относительно оси вращения ДУАП
Mшg=Yg
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093012/183.gif)
противодействует моменту Mпр рулевого привода, а моменту Mg силы Yg относительно оси вращения КПК
Mg=Yg
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093012/183.gif)
вызывает вращение КПК. При
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093018/8800.gif)
lк<l
позади оси вращения КПК. Поэтому сила Yк1 создает момент относительно оси вращения КПК
Mшк=Yк1
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093012/183.gif)
направленный противоположно моменту Mg. Вращение ДУАП и КПК прекратится тогда, когда после окончания переходного процесса наступят равенства
Mшg Mпр /10/,
Mшк Mg /11/. В прототипе, где ось вращения КПК механически связана с выходным валом рулевого привода, вращение КПК прекратится тогда, когда после окончания переходного процесса наступит равенство:
Mшк Mпрп /12/,
где Mпрп момент, создаваемый рулевым приводом прототипа. С учетом выражений /10/-/12/ можно записать следующее соотношение:
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093417/2093417-2t.gif)
С учетом выражений /7/ и /8/ выражение /13/ преобразуется к виду:
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093417/2093417-3t.gif)
где lFg в несколько раз меньше, чем lg. Следовательно, при равных угловых скоростях отклонения ДУАП в предлагаемой аэродинамической схеме и КПК в прототипе потребная мощность рулевого привода поворотного крыла в предлагаемой аэродинамической схеме будет в несколько раз меньше потребной мощности рулевого привода в прототипе. Установка оперения с возможностью вращения и механическая связь осей консолей оперения с выходными валами соответствующих рулевых приводов оперения позволяет изменять значение коэффициента Kб балансировки ЛА в широких пределах в соответствии с задачами управления. Для доказательства этого рассмотрим исходное состояние предлагаемой аэродинамической схемы, в котором:
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
где
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093018/8800.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
а рулевой привод оперения одновременно отклонил пару консолей оперения, расположенную в той же плоскости позади ц.м. ЛА, в противоположном направлении на угол:
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
В результате две КПК с учетом установленных на них ДУАП создадут подъемную силу Yк >0
Yk= C
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093012/183.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093012/183.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093012/183.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
а две консоли оперения создадут подъемную силу Yк <0
o= C
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093012/183.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093012/183.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093012/183.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
где C
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
Sk, So площади двух КПК и двух консолей оперения;
q скоростной напор;
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093417/2093417-4t.gif)
Подъемная сила Yк, приложенная на плече lкц впереди ц.м. ЛА и направленная противоположно силе Yк, также создает опрокидывающий момент:
Mоц Yк
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093012/183.gif)
Под действием суммы моментов Mкц и Mоц корпус ЛА начнет поворачиваться вокруг своего ц.м. увеличивая свой угол атаки
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
a>0 /24/
При этом в соответствии с /16/ и /20/ будет увеличиваться
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
угол атаки оперения поменяет знак, направление силы Yо /19/ изменится на противоположное, и эта сила будет создавать относительно ц.м. ЛА восстанавливающий момент Mоц /23/. В процессе дальнейшего увеличения
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
aк>
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
где
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
При этом создаются силы Yк /18/ и Yо /19/ одного направления. Сила Yк создает относительно ц.м. ЛА опрокидывающий момент Mкц /22/, а сила Yо создает восстанавливающий момент Mоц /23/, направленный противоположно моменту Mкц. Очевидно, что за счет соответствующих значений
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
Y Yк + Yо /28/
Сущность изобретения поясняется конструктивной схемой, где обозначено: 1 -корпус крестокрылого ЛА; 2 консоли поворотного крыла; 3 консоли оперения; 4 дополнительные управляющие аэродинамические поверхности; 5 выходной вал; 6 привод поворотного крыла; 7 поводок; 8 ведущий ролик; 9 -трос; 10 - ось консоли поворотного крыла; 11 промежуточный ролик; 12 ведомый ролик; 13 ось консоли оперения; 14 выходной вал рулевого привода оперения; 15 - рулевой привод оперения; 16 поводок. Кроме того, на фиг. 1 обозначено: lFg расстояние от точки приложения аэродинамической силы Yg, создаваемой дополнительной аэродинамической поверхностью 4, до оси вращения этой поверхности; lg расстояние между осью вращения дополнительной управляющей аэродинамической поверхности 4 и осью вращения консоли 2 поворотного крыла; lк расстояние от точки приложения аэродинамической силы Yк1, создаваемой консолью 2 поворотного крыла, до оси вращения этой консоли; lкц расстояние от точки приложения силы Yк, создаваемой парой консолей 2 поворотного крыла, до центра массы ЛА; lоц расстояние от точки приложения аэродинамической силы Yо, создаваемой парой консолей 3 оперения, до центра массы ЛА. Устроена предлагаемая аэродинамическая схема ЛА следующим образом. На корпусе 1 ЛА установлены консоли 2 поворотного крыла с возможностью их вращения относительно корпуса 1. По другую сторону от центра массы ЛА на корпусе 1 ЛА установлены консоли оперения 3 с возможностью их вращения относительно корпуса 1. На задней кромке каждой консоли 2 поворотного крыла установлена дополнительная управляющая аэродинамическая поверхность 4 с возможностью вращения относительно консоли 2 поворотного крыла. Ось каждой дополнительной управляющей аэродинамической поверхности 4 механически связана с выходным валом 5 рулевого привода 6 поворотного крыла. Эта связь осуществляется следующим образом. Выходной вал 5 шарнирно соединен с поводком 7, который скреплен с ведущим роликом 8, установленным в корпусе 1 ЛА с возможностью вращения. Через ведущий ролик 8 перекинут трос 9, который через полую ось 10 консоли поворотного крыла и промежуточные ролики 11 проходит к ведомому ролику 12, скрепленному с дополнительной управляющей аэродинамической поверхностью 4. Ось 13 каждой консоли оперения механически связана с выходным валом 14 рулевого привода 15 оперения с помощью поводка 16, скрепленного с осью 13 и шарнирно соединенного с выходным валом 14. Работает предложенная аэродинамическая схема следующим образом. Пусть в исходном состоянии угол атаки a корпуса 1, углы dкр,
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093018/8800.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093018/8800.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093018/8800.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093018/8800.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093018/8800.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093018/8800.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093018/8800.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093018/8800.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093012/183.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093012/183.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093417/2093417-5t.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093417/2093417-6t.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
Тк 0,04-0,08 с,
т. е. обеспечивается высокое быстродействие в создании управляющей силы предлагаемой аэродинамической схемой. При этом потребная мощность привода 6 почти в 48 раз меньше той мощности, которую должен был развивать этот привод, если бы его выходной вал 5 был механически связан непосредственно с осью 10 КПК, как это имеет место в прототипе. Полученный результат примерно вдвое отличается от того, который дает выражение /14/ при рассмотренных исходных данных. Это объясняется тем, что выражение /14/ получено при условии равенства угловой скорости вращения ДУАП 4 в предлагаемом изобретении и угловой скорости вращения КПК 2 в прототипе. В то же время моделирование показало, что максимальная угловая скорость вращения ДУАП 4 примерно в два раза превышает максимальную угловую скорость вращения КПК 2 в прототипе. Для подтверждения возможности балансировки ЛА при Kб 0 и при больших значениях Kб были проведены расчеты по алгоритму /16/-/27/ при следующих исходных данных: Sк 0,16 м2, Sо 0,016 м2; lкц 0,1 м; lоц 1 м; C
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093417/2093417-7t.gif)
При отклонении двух консолей 2 поворотного крыла на угол
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093028/945.gif)
Kб = 0,52/0,2 = 2,6
Если же две консоли 2 поворотного крыла и две консоли 3 оперения поворачиваются в одном направлении, то балансировка корпуса 1 ЛА при нулевом угле атаки, т.е. при Kб = 0, осуществляется в том случае, если выполняется соотношение
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093012/183.gif)
![аэродинамическая схема летательного аппарата, патент № 2093417](/images/patents/379/2093129/948.gif)
Таким образом, проведенные расчеты подтверждают возможность реализации цели изобретения.
Класс B64C9/10 с регулированием одной поверхности путем перемещения другой поверхности, например сервокомпенсаторы