Die uitvinder van die lat, Gustav Lachmann, het aan die einde van die dertigerjare van die vorige eeu voorgestel om die stertloses toe te rus met 'n vryswewende vlerk wat voor die vlerk geplaas is. Hierdie vlerk is toegerus met 'n servo-roer, met behulp waarvan sy hefkrag gereguleer is. Dit het gedien om te vergoed vir die bykomende duikmoment van die vlerk wat plaasvind wanneer die flap losgelaat word. Aangesien Lachmann 'n werknemer van die maatskappy Handley-Page was, was sy die eienaar van die patent vir hierdie tegniese oplossing en hierdie idee word onder hierdie handelsmerk in die tegniese literatuur genoem. Maar daar is steeds geen praktiese implementering van hierdie idee nie! Wat is die rede?
Balanserende verlies
'n Vliegtuigvlerk wat hysbak skep, het 'n gepaardgaande, 'n mens kan sê negatiewe, neweproduk van 'n duikoomblik wat geneig is om die vliegtuig in 'n duik te bring. Om te verhoed dat die vliegtuig duik, is daar 'n klein vlerk op sy stert - 'n stabiliseerder, wat hierdie duik verhoed, wat 'n afwaartse, dit wil sê negatiewe, hefkrag skep. So 'n aërodinamiese skema van die vliegtuig word "normaal" genoem. Omdat die stabilisator-hyser negatief is, voeg dit by die vliegtuig se swaartekrag, en die vlerk moet groter as swaartekrag hê.
Die verskil tussen hierdie kragte word balanseringsverliese genoem, wat tot 20% kan bereik.
Maar die eerste vlieënde vliegtuig van die Wright Brothers het nie sulke verliese gehad nie, want 'n klein vlerk - 'n destabilisator wat 'n duik verhoed het, was nie agter die vlerk nie, maar voor dit geleë. So 'n aërodinamiese skema van die vliegtuig word 'n "eend" genoem. En om te verhoed dat die vliegtuig duik, moet die destabilisator 'n opwaartse, dit wil sê positiewe, hefkrag skep. Dit tel saam tot die hefkrag van die vlerk, en hierdie som is gelyk aan die swaartekrag van die vliegtuig. Gevolglik moet die vlerk 'n hyskrag skep wat minder is as die swaartekrag. En geen verlies aan balans nie!
Stabiliseerder en destabiliseerder word in een term gekombineer - horisontale stert of GO.
Met die massiewe ontwikkeling van opstyg- en landingsmeganisasie van die vleuel in die vroeë dertigerjare van die vorige eeu het die "eend" egter hierdie voordeel verloor. Die hoofelement van meganisasie is die flap - die agterste deel van die vlerk het afwaarts gebuig. Dit verdubbel ongeveer die opheffing van die vlerk, waardeur dit moontlik is om die spoed tydens landing en opstyg te verminder en sodoende op die massa van die onderstel te bespaar. Maar die neweproduk van swaaimoment wanneer die flap uitgetrek word, neem sodanig toe dat die destabilisator dit nie kan hanteer nie, maar die stabilisator kan dit hanteer. Om te breek is nie om te bou nie, in hierdie geval 'n positiewe krag.
Ten einde vir die vlerk om lig te skep, moet dit teen 'n hoek met die rigting van die aankomende lugvloei georiënteer wees. Hierdie hoek word die aanvalshoek genoem, en met sy groei groei die hefkrag ook, maar nie oneindig nie, maar tot 'n kritieke hoek, wat in die reeks van 15 tot 25 grade is. Daarom is die totale aërodinamiese krag nie streng opwaarts gerig nie, maar skuins na die stert van die vliegtuig. En dit kan ontbind word in 'n komponent wat streng opwaarts gerig is - die hefkrag, en agtertoe gerig - die aërodinamiese sleepkrag. Die verhouding van die hefkrag tot die sleepkrag word gebruik om die aërodinamiese kwaliteit van die vliegtuig te beoordeel, wat kan wissel van 7 tot 25.
Ten gunste van die normale skema is so 'n verskynsel soos die skuins van die lugvloei agter die vlerk, wat bestaan uit die afwaartse afwyking van die rigting van die vloei, groter, hoe groter die hefkrag van die vlerk. Daarom, wanneer die flap gebuig word as gevolg van aerodinamika, verhoog die werklike negatiewe aanvalshoek van die stabilisator outomaties en gevolglik sy negatiewe lig.
Daarbenewens, ten gunste van die "normale" skema, in vergelyking met die "eend", werk so 'n omstandigheid soos die versekering van die longitudinale stabiliteit van die vliegtuigvlug ook. Die aanvalshoek van 'n vliegtuig kan verander as gevolg van vertikale bewegings van lugmassas. Vliegtuie is ontwerp met hierdie verskynsel in gedagte en is geneig om steurings te weerstaan. Elke oppervlak van die vliegtuig het 'n aërodinamiese fokus - die toepassingspunt van die hysbak-inkrement wanneer die aanvalshoek verander. As ons die gevolglike inkremente van die vlerk en GO in ag neem, dan het die vliegtuig ook 'n fokus. As die fokus van die vliegtuig agter die massamiddelpunt is, dan met 'n ewekansige toename in die aanvalshoek, is die toename in hysbak geneig om die vliegtuig te kantel sodat die aanvalshoek afneem. En die vliegtuig keer terug na die vorige vlugmodus. Terselfdertyd, in die "normale" skema, skep die vleuel 'n destabiliserende oomblik (om die aanvalshoek te vergroot), en die stabilisator skep 'n stabiliserende oomblik (om die aanvalshoek te verminder), en laasgenoemde seëvier met ongeveer 10 %. In die "eend" word die destabiliserende oomblik deur die destabilisator geskep, en die stabiliserende moment, en dit is ongeveer 10% groter, word deur die vlerk geskep. Daarom lei 'n toename in die area en skouer van die horisontale stert tot 'n toename in stabiliteit in die normale skema en tot die afname daarvan in die "eend". Alle momente werk en word relatief tot die massamiddelpunt van die vliegtuig bereken (sien Fig. 1).
)
As die fokus van die vliegtuig voor die massamiddelpunt is, sal dit met 'n ewekansige effense toename in die aanvalshoek selfs meer toeneem en die vliegtuig sal staties onstabiel wees. Hierdie onderlinge rangskikking van die fokus en die massamiddelpunt word in moderne vegters gebruik om die stabilisator te laai en nie 'n negatiewe nie, maar 'n positiewe hysbak daarop te kry. En die vlug van die vliegtuig word nie deur aerodinamika verskaf nie, maar deur 'n viervoudige gedupliseerde outomatiese stelsel van kunsmatige stabiliteit, wat "taxis" wanneer die vliegtuig die vereiste aanvalshoek verlaat. Wanneer die outomatisering afgeskakel word, begin die vliegtuig stert vorentoe draai, dit is die basis van die Pugachev Cobra-figuur, waarin die vlieënier die outomatisering doelbewus afskakel en, wanneer die vereiste stertdraaihoek bereik word, 'n vuurpyl in die agterste halfrond, en skakel dan die outomatisering weer aan.
In die volgende beskou ons slegs staties stabiele vliegtuie, aangesien slegs sulke vliegtuie in burgerlugvaart gebruik kan word.
Die onderlinge rangskikking van die fokus van die vliegtuig en die massamiddelpunt kenmerk die konsep van "sentrering".
Aangesien die fokus agter die massamiddelpunt is, ongeag die skema, verhoog die afstand tussen hulle, wat die stabiliteitsmarge genoem word, die GO-arm in die normale skema en verminder in die "eend".
Die verhouding van die skouers van die vlerk en GO in die "eend" is sodanig dat die hefkrag van die destabilisator met die maksimum afwyking van die hysbakke ten volle gebruik word wanneer die vliegtuig na hoë aanvalshoeke gebring word. En dit sal gemis word wanneer die flappe losgelaat word. Daarom het al die "eende" van die beroemde Amerikaanse ontwerper Rutan geen meganisasie nie. Sy Voyager-vliegtuig het in 1986 vir die eerste keer om die wêreld gevlieg sonder om te land of brandstof te vul.
Die uitsondering is Beechcraft Starship, maar daar, om flappe te gebruik, is 'n baie komplekse ontwerp met 'n veranderlike destabilisatorgeometrie gebruik, wat nie in 'n reeks-reproduceerbare toestand gebring kon word nie, as gevolg waarvan die projek gesluit is.
Die skouer van die vlerk hang in 'n groot mate af van hoeveel die hyskrag van die destabilisator toeneem met 'n toename in sy aanvalshoek met een graad, hierdie parameter word die afgeleide van die aanvalshoek van die hefkoëffisiënt genoem of bloot die afgeleide van die destabilisator. En hoe kleiner hierdie afgeleide, hoe nader aan die vlerk kan jy die massamiddelpunt van die vliegtuig plaas, dus hoe kleiner sal die vlerkskouer wees. Om hierdie afgeleide te verminder, het die skrywer in 1992 voorgestel om die destabilisator volgens die tweedekkerskema (2) uit te voer. Dit maak dit moontlik om die skouer van die vlerk so te verklein dat dit die hindernis in die gebruik van die flap daarop uitskakel. Daar is egter 'n newe-effek in die vorm van 'n toename in GO-weerstand as gevolg van tweevlakkigheid. Daarbenewens is daar 'n komplikasie in die ontwerp van die vliegtuig, aangesien dit eintlik nodig is om twee GO's te vervaardig, en nie een nie.
Kollegas het daarop gewys dat die "tweedekker-destabiliseerder"-funksie beskikbaar is op die Wright Brothers se vliegtuie, maar nie net 'n nuwe kenmerk is gepatenteer in uitvindings nie, maar ook 'n nuwe stel kenmerke. Die Wrights het nie die "flap"-teken gehad nie. Daarbenewens, as die stel kenmerke van 'n nuwe uitvinding bekend is, moet ten minste een kenmerk vir nuwe doeleindes gebruik word om hierdie uitvinding te erken. In die Wrights is tweevlakkigheid gebruik om die gewig van die struktuur te verminder, en in die beskryfde uitvinding, om die afgeleide te verminder.
"Weervaan Eend"
Byna twee dekades gelede het hulle die idee van die "weereend" onthou wat aan die begin van die artikel genoem is.
Dit gebruik 'n geveerde horisontale stert as 'n destabilisator - FGO, wat bestaan uit die destabilisator self, draaibaar geplaas op 'n as loodreg op die romp, en gekoppel aan die destabilisator servo. 'n Soort vliegtuig van 'n normale skema, waar die vlerk van die vliegtuig die destabiliseerder van die CSF is, en die stabiliseerder van die vliegtuig die CSF-servo is. En hierdie vliegtuig vlieg nie, maar word op 'n as geplaas, en dit self oriënteer homself relatief tot die aankomende vloei. Deur die negatiewe aanvalshoek van die servo te verander, verander ons die aanvalshoek van die destabilisator relatief tot die vloei en, gevolglik, die hefkrag van die CSF tydens toonhoogtebeheer.
Met 'n vaste posisie van die servo-stuur relatief tot die destabilisator, reageer die CSF nie op vertikale windstoot nie, d.w.s. veranderinge in die aanvalshoek van die vliegtuig. Daarom is sy afgeleide nul. Gebaseer op ons vorige redenasie - die ideale opsie.
Toe die eerste vliegtuig van die "weereend"-skema ontwerp is deur A. Yurkonenko (3) met 'n effektief gelaaide CSF getoets is, is meer as twee dosyn suksesvolle vlugte uitgevoer. Terselfdertyd is duidelike tekens van vliegtuigonstabiliteit gevind (4).
"Super veerkragtigheid"
Aangesien dit nie paradoksaal is nie, maar die onstabiliteit van die "weerhaan" is 'n gevolg van sy "superstabiliteit". Die stabiliserende moment van 'n klassieke canard met 'n vaste GO word gevorm uit die stabiliserende moment van die vleuel en die teenwerkende destabiliserende moment van die GO. In die weerhaan-eend neem die CSF nie deel aan die vorming van die stabiliserende moment nie, en dit word slegs gevorm vanaf die stabiliserende oomblik van die vlerk. Die stabiliseringsmoment van die "weerhaan" is dus ongeveer tien keer groter as dié van die klassieke een. Met 'n toevallige toename in die aanvalshoek, keer die vliegtuig, onder die invloed van 'n oormatige stabiliserende oomblik van die vlerk, nie terug na die vorige modus nie, maar "oorskiet" dit. Na die "oorskiet" verkry die vliegtuig 'n verminderde aanvalshoek in vergelyking met die vorige regime, daarom ontstaan 'n stabiliserende oomblik van 'n ander teken, ook buitensporig, en dus vind selfossillasies plaas wat die vlieënier nie kan blus nie.
Een van die voorwaardes vir stabiliteit is die vermoë van 'n vliegtuig om die uitwerking van atmosferiese versteurings gelyk te maak. Daarom, in die afwesigheid van steurings, is 'n bevredigende vlug van 'n onstabiele vliegtuig moontlik. Dit verklaar die suksesvolle benaderings van die YuAN-1-vliegtuig. In sy verre jeug het die skrywer 'n geval gehad toe 'n nuwe model van 'n sweeftuig in die aande in kalm weer vir 'n totaal van ten minste 45 minute gevlieg het, wat redelik bevredigende vlugte getoon het en helder onstabiliteit toon - 'n neus-op afgewissel met 'n duik in die eerste vlug in winderige weer. Solank die weer kalm was en daar geen steurings was nie, het die sweeftuig bevredigende vlug getoon, maar sy aanpassing was onstabiel. Daar was eenvoudig geen rede om hierdie onstabiliteit te toon nie.
Die beskryfde CSF kan in beginsel in 'n "pseudo-eend" gebruik word. So 'n vliegtuig is in wese 'n "stertlose" skema en het 'n toepaslike sentrering. En sy CSF word slegs gebruik om te vergoed vir die bykomende duikmoment van die vlerk wat plaasvind tydens die vrystelling van meganisasie. In die kruiskonfigurasie is daar geen las op die CSF nie. Dus, die CSF werk nie eintlik in die hoof operasionele vlugmodus nie, en daarom is die gebruik daarvan in hierdie variant onproduktief.
"KRASNOV-EEND"
"Super-stabiliteit" kan uitgeskakel word deur die CSF-afgeleide van nul tot 'n aanvaarbare vlak te verhoog. Hierdie doelwit word bereik as gevolg van die feit dat die rotasiehoek van die FGO aansienlik minder is as die rotasiehoek van die servo wat veroorsaak word deur 'n verandering in die aanvalshoek van die vliegtuig (5). Dit word gedoen deur 'n baie eenvoudige meganisme, getoon in Fig. 2. CSF 1 en servo 3 is draaibaar op die as OO1 geplaas. Stawe 4 en 6 deur skarniere 5,7, 9,10 verbind CSF 1 en servo 3 met wip 8. Koppelaar 12 dien om die lengte van staaf 6 deur die vlieënier te verander om die toonhoogte te beheer. Die rotasie van CSF 1 word nie uitgevoer deur die hele afwykingshoek van die servo 3 relatief tot die vliegtuig wanneer die rigting van die aankomende vloei verander word nie, maar slegs deur sy proporsionele deel. As die verhouding gelyk is aan die helfte, sal die werklike aanvalshoek van die CSF slegs met 2 graad toeneem onder die werking van die opwaartse vloei, wat lei tot 'n toename in die aanvalshoek van die vliegtuig met 1 grade. Gevolglik sal die CSF-afgeleide twee keer minder wees in vergelyking met die vaste GO. Gestreepte lyne dui die posisie van CSF 1 en servo 3 aan nadat die aanvalshoek van die vliegtuig verander is. Om die proporsie te verander en dus die waarde van die afgeleide te bepaal, is maklik om te implementeer deur die gepaste afstande van die skarniere 5 en 7 na die as OO1 te kies.
![prent]()
Die vermindering van die GO-afgeleide as gevolg van vere maak dit moontlik om die fokus binne enige grense te plaas, en daaragter die massamiddelpunt van die vliegtuig. Dit is die konsep van aërodinamiese sentreringverskuiwing. Dus word alle beperkings op die gebruik van moderne meganisasie van die vlerk in die "eend"-skema verwyder terwyl statiese stabiliteit gehandhaaf word.
"KRASNOV-FLUGER"
Alles is reg! Maar daar is 'n nadeel. Om vir CSF 1 'n positiewe hefkrag te hê, moet 'n negatiewe hefkrag op servo 3 inwerk. Analogie - die normale skema van die vliegtuig. Dit wil sê, daar is verliese vir balansering, in hierdie geval, balansering van die CSF. Die manier om hierdie tekortkoming uit te skakel, is dus die "eend"-skema. Ons plaas die servo voor die CSF, soos in Fig. 3.
CSF werk soos volg (6). As gevolg van die werking van aerodinamiese kragte op CSF 1 en servo 4, word CSF 1 spontaan ingestel op 'n sekere aanvalshoek met die rigting van die aankomende vloei. Die aanvalshoeke van CSF 1 en servo 4 het dieselfde teken, daarom sal die hefkragte van hierdie oppervlaktes dieselfde rigting hê. Dit wil sê, die aërodinamiese krag van die servo 4 verminder nie, maar verhoog die hyskrag van die CSF 1. Om die aanvalshoek van die vliegtuig te vergroot, skuif die vlieënier die stoot 6 vorentoe, waardeur die servo 4 op die skarnier 5 draaie kloksgewys en die aanvalshoek van die servo 4 verhoog. Dit lei tot 'n toename in die aanvalshoek van CSF 1, dit wil sê tot 'n toename in sy hefkrag.
Benewens toonhoogtebeheer, verskaf die skakel wat deur die stukrag 7 verskaf word 'n verhoging van nul tot die vereiste waarde van die CSF-afgeleide.
Kom ons neem aan dat die vliegtuig die opwaartse stroom binnegegaan het en sy aanvalshoek toegeneem het. In hierdie geval draai die balk 2 antikloksgewys en sal die skarniere 9 en 8 in die afwesigheid van stukrag 7 mekaar moet nader. Stoot 7 verhoed konvergensie en draai die servo 4 kloksgewys en vergroot daardeur sy aanvalshoek.
Dus, wanneer die rigting van die aankomende vloei verander, verander die aanvalshoek van die servo 4, en CSF 1 sit spontaan teen 'n ander hoek met betrekking tot die vloei en skep 'n ander hefkrag. In hierdie geval hang die waarde van hierdie afgeleide af van die afstand tussen die skarniere 8 en 3, sowel as van die afstand tussen die skarniere 9 en 5.
Die voorgestelde CSF is op die elektriese koordmodel van die "eend"-kring getoets, terwyl die afgeleide daarvan met die helfte verminder is in vergelyking met die vaste CSF. Die laai van die CSF was 68% van dié vir die vleuel. Die taak van die tjek was nie om gelyke ladings te verkry nie, maar om presies 'n laer lading van die CSF in vergelyking met die vlerk te verkry, want as jy dit kry, sal dit nie moeilik wees om gelyk te kry nie. By "eende" met 'n vaste GO is die laai van die verekleed gewoonlik 20 - 30% hoër as die laai van die vlerk.
"Perfekte vliegtuig"
As die som van twee getalle 'n konstante waarde is, sal die som van hul vierkante die kleinste wees as hierdie getalle gelyk is. Aangesien die induktiewe weerstand van die dra-oppervlak eweredig is aan die kwadraat van sy hefkoëffisiënt, sal die kleinste limiet van vliegtuigweerstand wees in die geval wanneer hierdie koëffisiënte van beide dra-oppervlaktes gelyk is aan mekaar in die kruisvlugmodus. So 'n vliegtuig moet as "ideaal" beskou word. Die uitvindings "Krasnov-eend" en "Krasnov-weerhaan" maak dit moontlik om die konsep van "ideale vliegtuig" in werklikheid te verwesenlik sonder om toevlug te neem tot kunsmatige stabiliteitsonderhoud deur outomatiese stelsels.
'n Vergelyking van die "ideale vliegtuig" met 'n moderne konvensionele vliegtuig toon dat dit moontlik is om 'n wins van 33% in loonvrag te verkry met 'n gelyktydige brandstofbesparing van 23%.
CSF skep maksimum opheffing by hoeke van aanval naby aan kritiek, en hierdie modus is tipies vir die landingstadium van vlug. In hierdie geval is die vloei om die dra-oppervlak deur lugdeeltjies naby aan die grens tussen normaal en stalling. Die vloeiskeiding van die oppervlak van die GO gaan gepaard met 'n skerp verlies aan hysbak daarop en, as gevolg daarvan, deur 'n intensiewe verlaging van die neus van die vliegtuig, die sogenaamde "duik". 'n Illustratiewe geval van "duik" is die ongeluk van die Tu-144 by Le Bourget, toe dit ineengestort het toe hy die duik verlaat het net na die duik. Die gebruik van die voorgestelde CSF maak dit maklik om hierdie probleem op te los. Om dit te doen, is dit net nodig om die draaihoek van die servo-stuur relatief tot die CSF te beperk. In hierdie geval sal die werklike CSF-aanvalshoek beperk wees en sal dit nooit gelyk wees aan die kritieke een nie.
"Weervaan Stabilisator"
![prent]()
Van belang is die kwessie van die gebruik van CSF in 'n normale skema. As jy nie verminder nie, maar omgekeerd, verhoog die rotasiehoek van die CSF in vergelyking met die servo-stuur, soos in Fig. 4, dan sal die CSF-afgeleide baie hoër wees in vergelyking met die vaste stabiliseerder (7).
Dit laat jou toe om die fokus en massamiddelpunt van die vliegtuig aansienlik terug te skuif. As gevolg hiervan word die kruislading van die CSF-stabilisator nie negatief nie, maar positief. Daarbenewens, as die massamiddelpunt van die vliegtuig verby die fokus verskuif word deur die flap defleksie hoek (die punt van toepassing van die hysbak inkrement as gevolg van die flap defleksie), dan skep die vaan stabiliseerder ook positiewe lift in die landing konfigurasie .
Maar dit alles is waarskynlik waar solank ons nie die invloed van rem en vloei wat skuins van die voorste draagoppervlak na agter in ag neem, in ag neem nie. Dit is duidelik dat in die geval van die "eend" die rol van hierdie invloed baie minder is. En aan die ander kant, as die stabiliseerder "dra" op militêre vegters, hoekom sal dit dan ophou "dra" in die burgerlike lewe?
"Krasnov-plan" of "pseudo-vane eend"
Die geartikuleerde destabiliseerder, hoewel nie drasties nie, bemoeilik steeds die ontwerp van die vliegtuig. Dit blyk dat 'n afname in die afgeleide van die destabilisator op baie goedkoper maniere bereik kan word.
![prent]()
Op fig. 4 toon 'n destabiliseerder 1 van die voorgestelde vliegtuig wat styf aan die romp gekoppel is (nie in die tekening getoon nie). Dit is toegerus met 'n manier om sy hefkrag te verander in die vorm van 'n hysbak 2, wat met 'n skarnier 3 gemonteer is op 'n bracket 4 wat styf verbind is met die destabilisator 1. Op dieselfde bracket 4, met behulp van 'n skarnier 5, 'n stang 6 is geplaas, aan die agterkant waarvan 'n servo-stuurwiel 7 styf vasgemaak is.Aan die voorkant van die stang 6, langs die skarnier 5, is 'n hefboom 8 stewig vasgemaak, waarvan die boonste punt verbind is aan die staaf 9 deur middel van 'n skarnier 10. Aan die agterkant van die staaf 10 is daar 'n skarnier 11 wat dit verbind met die hefboom 12 van die trimmer 13 van die hysbak 2. Wanneer hierdie trimmer 13 met die hulp van die skarnier 14 is gemonteer op die agterkant van die stuurwiel 2 hoogtes. Die koppelaar 15 verander die lengte van die stoot 10 onder beheer van die vlieënier om die toonhoogte te beheer.
Die voorgestelde destabiliseerder werk soos volg. In die geval van 'n toevallige toename in die aanvalshoek van die vliegtuig, byvoorbeeld, wanneer dit 'n opwaartse trek binnegaan, wyk die servo 7 opwaarts, wat 'n verplasing van die stoot 10 na links meebring, d.w.s. vorentoe en veroorsaak dat die trimmer 13 afwaarts afwyk, as gevolg waarvan die hysbak 2 opwaarts afwyk. Die posisie van die roer 2 hoogte, servo 7 en trimmer 13 in die beskryf situasie word in die tekening met stippellyne getoon.
As gevolg hiervan sal die toename in die hefkrag van die destabilisator 1 as gevolg van die toename in die aanvalshoek tot 'n mate gelyk gemaak word deur die opwaartse defleksie van die hysbak 2. Die mate van hierdie nivellering hang af van die verhouding van die defleksiehoeke van die servo 7 en die roer 2 hoogte. En hierdie verhouding word bepaal deur die lengte van die hefbome 8 en 12. Wanneer die aanvalshoek afneem, buig die hysbak 2 af, en die hefkrag van die destabilisator 1 neem toe, wat die afname in die aanvalshoek gelykmaak.
Dus word 'n afname in die afgeleide van die destabilisator behaal in vergelyking met die klassieke "eend".
As gevolg van die feit dat die servo 7 en die trimmer 13 kinematies met mekaar verbind is, balanseer hulle mekaar. As hierdie balansering nie genoeg is nie, dan is dit nodig om 'n balanseergewig in die ontwerp in te sluit, wat óf binne die servo-stuur 7 geplaas moet word, óf op die verlengstuk van die stang 6 voor die skarnier 5. Die hysbak 2 moet ook gebalanseerd wees.
Aangesien die afgeleide met betrekking tot die aanvalshoek van die peiloppervlak ongeveer twee keer die afgeleide is met betrekking tot die defleksiehoek van die flap, dan met 'n tweevoudige oormaat van die defleksiehoek van die roer 2 in vergelyking met die defleksiehoek van die servo 7, is dit moontlik om 'n waarde van die destabilisator afgeleide naby aan nul te bereik.
Die servo 7 is gelyk in oppervlakte aan die trimmer 13 van die roer 2 hoogtes. Dit wil sê, die toevoegings tot die vliegtuigontwerp is baie klein in grootte en bemoeilik dit weglaatbaar.
Dit is dus heel moontlik om dieselfde resultate as die "weerwaan" te verkry deur slegs tradisionele vliegtuigvervaardigingstegnologieë te gebruik. Daarom kan 'n vliegtuig met so 'n destabilisator 'n "pseudo-vane eend" genoem word. Hierdie uitvinding het 'n patent ontvang met die naam "Krasnov-plan" (8).
"Turbulensie-ignorerende vliegtuie"
Dit is uiters doeltreffend om 'n vliegtuig te maak waarin die voorste en agterste draagvlakke in totaal 'n afgeleide gelyk aan nul het.
So 'n vliegtuig sal die vertikale vloei van lugmassas byna heeltemal ignoreer, en sy passasiers sal selfs met intense atmosferiese turbulensie nie "gesels" voel nie. En aangesien die vertikale vloei van lugmassas nie tot 'n oorlading van die vliegtuig lei nie, kan dit gereken word op 'n aansienlik laer operasionele oorlading, wat die massa van sy struktuur positief sal beïnvloed. As gevolg van die feit dat die vliegtuig nie oorladings tydens vlug ondervind nie, is sy lugraam nie onderhewig aan vermoeiingsslytasie nie.
Die afname in die afgeleide van die vlerk van so 'n vliegtuig word op dieselfde manier bereik as vir die destabilisator in die "pseudo-vane eend". Maar die servo werk nie op die hysbakke nie, maar op die vlerkflaperons. Die flaperon is die deel van die vlerk wat as die aileron en flap funksioneer. In hierdie geval, as gevolg van 'n ewekansige verandering in die aanvalshoek van die vleuel, vind die toename in sy opheffing by die fokus plaas in terme van die aanvalshoek. En die negatiewe inkrement van die vlerklig as gevolg van defleksie van die flaperon deur die servo-stuur vind plaas by die fokus langs die defleksiehoek van die flaperon. En die afstand tussen hierdie brandpunte is amper gelyk aan 'n kwart van die gemiddelde aërodinamiese koord van die vlerk. As gevolg van die werking van die gespesifiseerde paar verskillend gerigte kragte word 'n destabiliserende moment gevorm, wat gekompenseer moet word deur die oomblik van die destabilisator. In hierdie geval moet die destabilisator 'n klein negatiewe afgeleide hê, en die waarde van die vlerk-afgeleide moet effens groter as nul wees. RF patent No. 2710955 is vir so 'n vliegtuig verkry.
Die totaliteit van bogenoemde uitvindings is waarskynlik die laaste ongebruikte inligting-aërodinamiese hulpbron om die ekonomiese doeltreffendheid van subsoniese lugvaart met 'n derde of meer te verhoog.
Yuri Krasnov
VERWYSINGS
- D. Sobolev. Eeufeesgeskiedenis van die "vlieënde vlerk", Moskou, Rusavia, 1988, p. 100.
- Y. Krasnov. RF patent No. 2000251.
- A. Yurkonenko. Alternatiewe eend. Tegniek - jeug 2009-08. Bladsy 6-11
- V. Lapin. Wanneer sal die "weerhaan-eend" vlieg? Algemene Lugvaart. 2011. No. 8. Bladsy 38-41.
- Y. Krasnov. RF patent No. 2609644.
- Y. Krasnov. RF patent No. 2651959.
- Y. Krasnov. RF patent No. 2609620.
- Y. Krasnov. RF patent No. 2666094.
Bron: will.com