Вынаходнік предкрылка Густаў Лахман у канцы трыццатых гадоў мінулага стагоддзя прапанаваў абсталяваць бясхвостку вольна плывучым крылцам, размешаным наперадзе крыла. Гэта крылца было забяспечана серварулем, з дапамогай якога рэгулявалася яго пад'ёмная сіла. Яно служыла для кампенсавання дадатковага пікіруючага моманту крыла, які ўзнікае пры выпуску шчытка. Паколькі Лахман быў супрацоўнікам фірмы Хэндлі-Пэйдж, то яна з'яўлялася ўласнікам патэнта на гэтае тэхнічнае рашэнне і пад гэтым брэндам згаданая ідэя згадваецца ў тэхнічнай літаратуры. Але практычнага ўвасаблення гэтай ідэі няма да гэтага часу! У чым прычына?
Страты на балансаванне
Крыло самалёта, якое стварае пад'ёмную сілу, валодае спадарожным, можна сказаць, негатыўным пабочным прадуктам у выглядзе пікіруючага моманту, які імкнецца ўвесці самалёт у пікіраванне. Каб самалёт не пікіраваў, на яго хвасце прысутнічае маленькае крылца - стабілізатар, які гэтаму пікіраванню перашкаджае, ствараючы накіраваную ўніз, гэта значыць адмоўную, пад'ёмную сілу. Такая аэрадынамічная схема самалёта называецца "нармальнай". Паколькі пад'ёмная сіла стабілізатара адмоўная, яна сумуецца з сілай цяжару самалёта, і крыло павінна мець пад'ёмную сілу, якая перавышае сілу цяжару.
Рознасць гэтых сіл называюць стратамі на балансаванне, якія могуць даходзіць да 20%.
Але першы лятаючы самалёт Братоў Райт не меў такіх страт, таму, што маленькае крылца - дэстабілізатар, якое перашкаджае пікіраванню, размяшчалася не ззаду крыла, а наперадзе яго. Такая аэрадынамічная схема самалёта завецца "качкай". І для таго, каб перашкаджаць пікіраванню самалёта дэстабілізатар павінен ствараць накіраваную ўверх, гэта значыць дадатную, пад'ёмную сілу. Яна сумуецца з пад'ёмнай сілай крыла, і гэтая сума роўная сіле цяжару самалёта. У выніку крыло павінна ствараць пад'ёмную сілу, меншую, чым сіла цяжару. І ніякіх страт на балансаванне!
Стабілізатар і дэстабілізатар аб'яднаны ў адзін тэрмін - гарызантальнае апярэнне або ГА.
Аднак, з масавым развіццём у пачатку трыццатых гадоў мінулага стагоддзі ўзлётна-пасадачнай механізацыі крыла, качка згубіла паказаную перавагу. Асноўным элементам механізавання з'яўляецца закрылак – отклоняемая ўніз задняя частка крыла. Ён прыкладна ў два разы павялічвае пад'ёмную сілу крыла, за кошт чаго можна зменшыць хуткасць на пасадцы і ўзлёце, тым самым зэканоміўшы на масе шасі. Але пабочны прадукт у выглядзе пікіруючага моманту пры выпуску закрылкі ўзрастае да такой ступені, што дэстабілізатар не можа з ім зладзіцца, а стабілізатар - спраўляецца. Ломаць - не будаваць, у дадзеным выпадку станоўчую сілу.
Каб крыло стварыла пад'ёмную сілу, яго неабходна зарыентаваць пад кутом да кірунку сустрэчнага струменя паветра. Гэты кут завецца кутом нападу і з яго ростам расце і пад'ёмная сіла, але не бясконца, а да крытычнага кута, які знаходзіцца ў межах ад 15 да 25 градусаў. Таму поўная аэрадынамічная сіла накіравана не строга ўверх, а нахіленая да хваста самалёта. І яе можна раскласці на складнік, накіраваную строга ўверх - пад'ёмную сілу, і накіраваную назад - сілу аэрадынамічнага супраціву. У адносінах пад'ёмнай сілы да сілы супраціву судзяць аб аэрадынамічным якасці самалёта, якое можа складаць ад 7 да 25.
У карысць звычайнай схемы працуе такая з'ява, як скос струменя паветра за крылом, якое складаецца ў адхіленні ўніз кірункі струменя, тым большага, чым больш пад'ёмная сіла крыла. Таму пры адхіленні закрылка з-за аэрадынамікі аўтаматычна ўзрастае сапраўдны адмоўны кут нападу стабілізатара і, такім чынам, яго адмоўная пад'ёмная сіла.
Акрамя таго, у карысць "нармальнай" схемы ў параўнанні з "качкай" працуе і такая акалічнасць, як забеспячэнне падоўжнай устойлівасці палёту самалёта. Кут нападу самалёта можа перажываць змены ў выніку вертыкальных перасоўванняў паветраных мас. Самалёты праектуюцца з улікам гэтай з'явы і імкнуцца супрацьстаяць абурэнням. У кожнай паверхні самалёта маецца аэрадынамічны фокус - кропка прыкладання прырашчэння пад'ёмнай сілы пры змене кута атакі. Калі разглядаць раўнадзейную прырашчэння крыла і ГА, то фокус ёсць і ў самалёта. Калі фокус самалёта знаходзіцца ззаду цэнтра мас, то пры выпадковым павелічэнні кута нападу прырашчэнне пад'ёмнай сілы імкнецца так нахіліць самалёт, каб кут нападу паменшыўся. І самалёт вяртаецца да ранейшага рэжыму палёту. Пры гэтым у "нармальнай" схеме крыло стварае дэстабілізуючы момант (на павелічэнне кута нападу), а стабілізатар стварае які стабілізуе момант (на памяншэнне кута нападу) і апошні пераважае прыкладна на 10%. У "качцы" дэстабілізуючы момант стварае дэстабілізатар, а стабілізуючы, і ён прыкладна на 10% больш - крыло. Таму павелічэнне пляца і пляча гарызантальнага апярэння прыводзіць да павелічэння ўстойлівасці ў звычайнай схеме і да яе памяншэння ў «качцы». Усе моманты дзейнічаюць і лічацца адносна цэнтра мас самалёта (гл. мал. 1).
)
Калі фокус самалёта знаходзіцца наперадзе цэнтра мас, то пры выпадковым невялікім павелічэнні кута нападу ён павялічваецца яшчэ больш і самалёт будзе статычна няўстойлівы. Такое ўзаемаразмяшчэнне фокусу і цэнтра мас выкарыстоўваюць у сучасных знішчальніках, каб загрузіць стабілізатар і атрымліваць на ім не адмоўную, а дадатную пад'ёмную сілу. А палёт самалёта забяспечваецца не аэрадынамікай, а чатыры разы дубляванай аўтаматычнай сістэмай штучнай устойлівасці, якая «падрульвае» пры сыходзе самалёта ад патрабаванага кута нападу. Пры выключэнні аўтаматыкі самалёт пачынае разгортвацца хвастом наперад, на гэтым заснавана постаць «Кобра Пугачова», у якой лётчык наўмысна адключае аўтаматыку і пры дасягненні патрабаванага кута развароту хваста выпускае ракету ў заднюю паўсферу, а затым зноў уключае аўтаматыку.
У далейшым мы разглядаем толькі статычна ўстойлівыя самалёты, бо толькі такія самалёты могуць выкарыстоўвацца ў грамадзянскай авіяцыі.
Узаемнае размяшчэнне фокусу самалёта і цэнтра мас характарызуе паняцце "цэнтроўка".
Паколькі фокус знаходзіцца ззаду цэнтра мас незалежна ад схемы, тая адлегласць паміж імі, званае запасам устойлівасці, павялічвае плячо ГА ў звычайнай схеме і памяншае ў «качцы».
Суадносіны плячэй крыла і ГА ў качцы такое, што пад'ёмная сіла дэстабілізатара пры максімальным адхіленні рулёў вышыні выкарыстоўваецца цалкам пры выснове самалёта на вялікія куты нападу. І яе будзе не хапаць пры выпуску закрылкаў. Таму ўсе «качкі» знакамітага амерыканскага канструктара Рутана не маюць ніякага механізавання. Яго самалёт «Вояджэр» упершыню ў свеце абляцеў без пасадкі і дазапраўкі зямны шар у 1986 годзе.
Выключэнне складае Бічкрафт «Старшып», але там з мэтай выкарыстання закрылкаў была ўжытая вельмі складаная канструкцыя з змянянай геаметрыяй дэстабілізатара, якую не атрымалася давесці да серыйна прайграванага стану, з прычыны чаго праект быў зачынены.
Плячо крыла ў вялікай меры залежыць ад таго, на колькі прырастае пад'ёмная сіла дэстабілізатара пры павелічэнні яго кута нападу на адзін градус, гэты параметр завуць вытворнай па куце нападу каэфіцыента пад'ёмнай сілы ці проста вытворная дэстабілізатара. І, чым менш гэтая вытворная, тым бліжэй да крыла можна размясціць цэнтр цяжару самалёта, такім чынам, тым менш будзе плячо крыла. Для зніжэння названай вытворнай аўтар 1992 прапанаваў выконваць дэстабілізатар па біпланнай схеме (2). Гэта дае магчымасць настолькі паменшыць плячо крыла, што ўхіляе перашкоду ў выкарыстанні на ім закрылка. Аднак узнікае пабочны эфект у выглядзе павелічэння супраціву ГА з-за біпланнасці. Акрамя таго, у наяўнасці ўскладненне канструкцыі самалёта, паколькі прыходзіцца вырабляць фактычна два ГА, а не адно.
Калегі паказвалі, што прыкмета «біпланны дэстабілізатар» у наяўнасці на самалёце Братоў Райт, але ў вынаходствах патэнтуецца не толькі новая прыкмета, але і новая сукупнасць прыкмет. У Райтаў адсутнічаў прыкмета "закрылак". Акрамя таго, калі сукупнасць прыкмет новага вынаходкі вядомая, то для прызнання гэтага вынаходкі, хаця б адна прыкмета павінен выкарыстоўвацца ў новых мэтах. У Райт біпланнасць выкарыстоўвалася для памяншэння вагі канструкцыі, а ў апісваным вынаходстве – для памяншэння вытворнай.
«Флюгерная качка»
Амаль два дзесяцігоддзі таму ўспомнілі пра ідэю "флюгернай качкі", згаданую ў пачатку артыкула.
У ёй у якасці дэстабілізатара выкарыстоўваецца флюгернае гарызантальнае апярэнне — ФГС, якое складаецца з уласна дэстабілізатара, шарнірна размешчанага на восі, перпендыкулярнай фюзеляжу, і звязанага з дэстабілізатарам серваруля. Гэткі самалёцік нармальнай схемы, дзе крыло самалёціка – дэстабілізатар ФГС, а стабілізатар самалёціка – серворуль ФГС. І гэты самалёцік не лятае, а размешчаны на восі, і ён сам арыентуецца адносна сустрэчнага патоку. Змяняючы адмоўны кут атакі серваруля, мы змяняем кут атакі дэстабілізатара адносна патоку і, такім чынам, пад'ёмную сілу ФГС пры кіраванні па тангажу.
Пры нязменным становішчы серваруля адносна дэстабілізатара, ФГС не рэагуе на парывы вертыкальнага ветра, г.зн. на змены кута нападу самалёта. Таму яго вытворная роўна нулю. Зыходзячы з нашых папярэдніх разваг - ідэальны варыянт.
Пры выпрабаванні першага самалёта схемы «флюгерная качка» канструктара А. Юрканенкі (3) з эфектыўна загружаным ФГС было выканана больш за два дзясяткі паспяховых падлётаў. Разам з тым выявіліся відавочныя прыкметы няўстойлівасці самалёта (4).
«Звышустойлівасць»
Як гэта не парадаксальна, але няўстойлівасць "флюгернай качкі" з'яўляецца, следствам яе "звышустойлівасці". Стабілізуючы момант класічнай качкі з фіксаваным ГА утвараецца з стабілізуючага моманту крыла і супрацьдзейнічае яму дэстабілізуе моманту ГА. У флюгернай качкі ФГС не ўдзельнічае ў фарміраванні стабілізуючага моманту, і ён утвараецца толькі са стабілізуючага моманту крыла. Такім чынам, стабілізуючы момант у "флюгернай качкі" прыкладна ў дзесяць разоў больш, чым у класічнай. Пры выпадковым павелічэнні кута нападу самалёт пад дзеяннем празмернага які стабілізуе моманту крыла, не вяртаецца ў ранейшы рэжым, а «праскоквае» яго. Пасля «праскоку» самалёт набывае паменшаны кут нападу ў параўнанні з ранейшым рэжымам, таму ўзнікае які стабілізуе момант іншага знака, таксама празмерны, і такім чынам узнікаюць аўтаваганні, пагасіць якія лётчык не ў стане.
Адной з умоў устойлівасці з'яўляецца здольнасць самалёта нівеліраваць наступствы абурэння атмасферы. Таму пры адсутнасці абурэнняў магчымы здавальняючы палёт няўстойлівага самалёта. Гэтым тлумачацца паспяховыя падлёты самалёта ЮАН-1. У далёкай юнацкасці ў аўтара быў выпадак, калі новая мадэль планёра налятала па вечарах у зацішнасць у агульнай складанасці не меней 45 хвілін, дэманструючы суцэль здавальняючыя палёты і выявіла яркую няўстойлівасць кабіраванне чаргавалася з пікіраваннем у першым жа палёце пры легкадумным надвор'і. Пакуль надвор'е было спакойнае і абурэнняў не было, планёр дэманстраваў здавальняючы палёт, але рэгуляванне ў яго было няўстойлівым. Проста не было прычын праявіць гэтую няўстойлівасць.
Апісанае ФГС у прынцыпе можа выкарыстоўвацца ў «псеўдаутцы». Такі самалёт па сутнасці з'яўляецца схемай "бесхвостка" і мае адпаведную цэнтроўку. А ФГС у яго выкарыстоўваецца толькі для кампенсацыі дадатковага пікіруючага моманту крыла, які ўзнікае пры выпуску механізацыі. У крэйсерскай канфігурацыі нагрузка на ФГС адсутнічае. Такім чынам, на асноўным эксплуатацыйным рэжыме палёту ФГС фактычна не працуе, а таму яго выкарыстанне ў дадзеным варыянце з'яўляецца малапрадуктыўным.
«КРАСНАЎ-КАЧКА»
"Звышустойлівасць" можа быць ліквідаваная пасродкам павышэння вытворнай ФГС з нуля да прымальнага ўзроўню. Пастаўленая мэта дасягаецца за кошт таго, што кут павароту ФГС істотна менш кута павароту серваруля, выкліканага зменай кута нападу самалёта (5). Для гэтага служыць вельмі нескладаны механізм, намаляваны на мал. 2. ФГС 1 і серваруль 3 шарнірна размешчаны на восі ОО1. Цягі 4 і 6 пасродкам шарніраў 5,7, 9,10 звязваюць ФГО 1 і серворуль 3 з пампавалкай 8. Муфта 12 служыць для змены даўжыні цягі 6 лётчыкам з мэтай кіравання па тангажу. Паварот ФГС 1 ажыццяўляецца не на ўвесь кут адхіленні серворуля 3 адносна ЛА пры змене напрамкі сустрэчнага патоку, а толькі на яго прапарцыйную частку. Калі прапорцыя роўная палове, то пры дзеянні ўзыходзячага струменя, які прыводзіць да павелічэння кута нападу ЛА на 2 градусу, сапраўдны кут атакі ФГС павялічыцца ўсяго на 1 градус. Адпаведна і вытворная ФГС будзе ў два разы менш у параўнанні з фіксаваным ГА. Штрыхавымі лініямі адзначана становішча ФГС 1 і серваруля 3 пасля змены кута атакі ЛА. Змена прапорцыі і, тым самым, вызначэнне велічыні вытворнай, лёгка ажыццявіць выбарам адпаведных адлегласцяў шарніраў 5 і 7 да восі ОО1.
![image]()
Зніжэнне вытворнай ГА за кошт флюгавання дазваляе ў любых межах размяшчаць фокус, а за ім і цэнтр мас самалёта. У гэтым заключаецца паняцце аэрадынамічнага зрушэння цэнтроўкі. Такім чынам здымаюцца ўсе абмежаванні на выкарыстанне сучаснага механізавання крыла ў схеме "качка" пры захаванні статычнай устойлівасці.
«КРАСНАЎ-ФЛЮГЕР»
Ўсё выдатна! Аднак, недахопаў ёсць. Для таго, каб на ФГС 1 узнікла станоўчая пад'ёмная сіла, на серварулі 3 павінна дзейнічаць адмоўная пад'ёмная сіла. Аналогія - нармальная схема самалёта. Гэта значыць, у наяўнасці страты на балансаванне, у дадзеным выпадку балансаванне ФГС. Адгэтуль і шлях ухілення гэтага недахопу - схема "качка". Размяшчаем серворуль наперадзе ФГС, як паказана на мал. 3.
ФГС працуе наступным чынам (6). У выніку дзеянні аэрадынамічных сіл на ФГС 1 і серворуль 4, ФГС 1 самаадвольна усталёўваецца пад пэўным вуглом атакі да накіравання сустрэчнага патоку. Куты нападу ФГО 1 і серваруля 4 маюць адзін і той жа знак, такім чынам, і пад'ёмныя сілы гэтых паверхняў будуць мець аднолькавы кірунак. Т. е. аэрадынамічная сіла серворуля 4 не памяншае, а павялічвае пад'ёмную сілу ФГО 1. Для павелічэння кута нападу самалёта лётчык ссоўвае цягу 6 наперад, з прычыны чаго серворуль 4 на шарніры 5 паварочваецца па гадзіннікавай стрэлцы і кут нападу серворуля 4 павялічваецца. Гэта прыводзіць да павелічэння кута нападу ФГС 1, т. е. да павелічэння яго пад'ёмнай сілы.
Акрамя ўпраўлення па тангажу, сувязь, якая ажыццяўляецца цягай 7 забяспечвае павелічэнне з нуля да неабходнай велічыні вытворнай ФГС.
Выкажам здагадку, што самалёт увайшоў ва ўзыходзячы струмень і яго кут нападу павялічыўся. У гэтым выпадку бэлька 2 паварочваецца супраць гадзіннікавай стрэлкі і шарніры 9 і 8 у выпадку адсутнасці цягі 7 павінны былі б збліжацца. Цяга 7 перашкаджае збліжэнню і паварочвае серворуль 4 па гадзіннікавай стрэлцы і тым самым павялічвае яго кут нападу.
Такім чынам, пры змене кірунку сустрэчнага струменя, змяняецца кут нападу серворуля 4, і ФГС 1 самаадвольна ўсталёўваецца ўжо пад іншым кутом у адносінах да струменя і стварае іншую пад'ёмную сілу. Пры гэтым велічыня названай вытворнай залежыць ад адлегласці паміж шарнірамі 8 і 3, а таксама ад адлегласці паміж шарнірамі 9 і 5.
Прапанаванае ФГС праверана на электракордавай мадэлі схемы "качка", пры гэтым яго вытворная ў параўнанні з фіксаваным ГА была зменшана ў два разы. Нагружанасць ФГС складала 68% ад такой для крыла. Задачай праверкі не было атрыманне роўных нагружанасцяў, а атрыманне менавіта меншай загружанасці ФГС у параўнанні з крылом, паколькі калі атрымаць яе, то не складзе працы атрымаць роўныя. У «качках» з фіксаваным ГА, нагружанасць апярэння звычайна на 20 - 30% перавышае нагружанасць крыла.
"Ідэальны самалёт"
Калі сума двух лікаў - нязменная велічыня, то сума іх квадратаў будзе найменшай пры роўнасці гэтых лікаў. Паколькі індуктыўны супраціў апорнай паверхні прапарцыйна квадрату яе каэфіцыента пад'ёмнай сілы, то найменшая мяжа супраціву самалёта будзе ў тым выпадку, калі гэтыя каэфіцыенты абедзвюх апорных паверхняў роўныя паміж сабой пры крэйсерскім рэжыме палёту. Такі самалёт варта лічыць "ідэальным". Вынаходкі "чырвоных-качка" і "чырвоных-флюгер" дазваляюць у рэальнасці ўвасобіць паняцце "ідэальны самалёт" не звяртаючыся да штучнага падтрымання ўстойлівасці аўтаматычнымі сістэмамі.
Параўнанне "ідэальнага самалёта" з сучасным самалётам нармальнай схемы паказвае, што можна атрымаць 33% выйгрышу ў камерцыйнай нагрузцы з адначасовай эканоміяй паліва ў 23%.
ФГС стварае максімальную пад'ёмную сілу на кутах нападу, блізкіх да крытычнага і такі рэжым характэрны для пасадачнага этапу палёту. Пры гэтым абцяканне апорнай паверхні часцінкамі паветра набліжана да мяжы паміж нармальным і зрыўным. Зрыў патоку з паверхні ГА суправаджаецца рэзкай стратай пад'ёмнай сілы на ім і, як следства, інтэнсіўнаму апусканню носа самалёта, так званаму, "клёўку". Паказальным выпадкам "клёўка" з'яўляецца катастрофа Ту-144 у Ле Буржэ, калі ён разбурыўся пры выхадзе з пікіравання менавіта пасля дзяўбка. Выкарыстанне прапанаванага ФГС дазваляе лёгка вырашыць гэтую праблему. Для гэтага неабходна, усяго толькі, абмежаваць кут павароту серваруля адносна ФГС. У гэтым выпадку сапраўдны кут нападу ФГС будзе абмежаваны і ніколі не стане роўным крытычнаму.
"Флюгерны стабілізатар"
![image]()
Уяўляе цікавасць пытанне выкарыстання ФГС у нармальнай схеме. Калі не зніжаць, а наадварот, павялічваць кут павароту ФГС у параўнанні з серварулем, як гэта прадстаўлена на мал. 4, то вытворная ФГС будзе значна вышэй у параўнанні з фіксаваным стабілізатарам (7).
Гэта дазваляе значна зрушыць фокус і цэнтр мас самалёта таму. У выніку крэйсерская нагрузка ФГС-стабілізатара становіцца не адмоўнай, а станоўчай. Акрамя таго, калі цэнтр мас самалёта апыняецца зрушаным за фокус па куце адхіленні закрылка (кропка прыкладання прырашчэння пад'ёмнай сілы за кошт адхілення закрылка), то флюгерны стабілізатар і ў пасадачнай канфігурацыі стварае дадатную пад'ёмную сілу.
Але ўсё гэта, магчыма, справядліва датуль, пакуль мы не прыманы да ўвагі ўплыў тармажэння і скосу струменя ад перадпакоя апорнай паверхні на заднюю. Зразумела, што ў выпадку «качкі» роля гэтага ўплыву значна меншая. А з іншага боку, калі на вайсковых знішчальніках стабілізатар "нясе", то чаму ён перастане "несці" на грамадзянцы?
«Чырвонаў-план» або «псеўдафлюгерная качка»
Шарнірнае мацаванне дэстабілізатара, хоць і не кардынальна, але ўсё ж такі ўскладняе канструкцыю самалёта. Аказваецца, што зніжэнне вытворнай дэстабілізатара можна дасягнуць значна таннейшымі сродкамі.
![image]()
На мал. 4 прадстаўлены цвёрда злучаны з фюзеляжам (на чарцяжы не паказаным) дэстабілізатар 1 прапанаванага лятальнага апарата. Ён забяспечаны сродкам змены яго пад'ёмнай сілы ў выглядзе руля 2 вышыні, які з дапамогай шарніра 3 умацаваны на кранштэйне 4, цвёрда злучаным з дэстабілізатарам 1. На гэтым жа кранштэйне 4 з дапамогай шарніра 5 размешчана штанга 6, на заднім канцы якой цвёрда замацаваны серворуль 7 .На пярэднім канцы штангі 6, побач з шарнірам 5 жорстка замацаваны рычаг 8, верхні канец якога пасродкам шарніра 9 звязаны з цягай 10. На заднім канцы цягі 10 размешчаны шарнір 11, які злучае яе з рычагом 12 трымера 13 руля 2 вышыні. Пры гэтым трымер 13 з дапамогай шарніра 14 умацаваны на задняй частцы руля 2 вышыні. Муфта 15 змяняе даўжыню цягі 10 пад кіраваннем лётчыка для кіравання па тангажу.
Прадстаўлены дэстабілізатар працуе наступным чынам. Пры выпадковым павелічэнні кута нападу лятальнага апарата, напрыклад, пры ўваходзе яго ў ўзыходзячы струмень, серворуль 7 адхіляецца ўверх, што цягне за сабой зрушэнне цягі 10 налева, г.зн. наперад і прыводзіць да адхілення трымера 13 уніз, у выніку чаго руль 2 вышыні адхіляецца ўверх. Палажэнне руля 2 вышыні, серваруля 7 і трымера 13 у апісанай сітуацыі прадстаўлена на чарцяжы штрыхавымі лініямі.
У выніку павелічэнне пад'ёмнай сілы дэстабілізатара 1 з прычыны павелічэння кута нападу будзе да некаторай ступені знівелявана адхіленнем уверх руля 2 вышыні. Ступень гэтага нівеліравання залежыць ад суадносін кутоў адхіленні серворуля 7 і руля 2 вышыні. І гэтыя суадносіны задаецца даўжынёй рычагоў 8 і 12. Пры памяншэнні кута нападу руль 2 вышыні адхіляецца ўніз, і пад'ёмная сіла дэстабілізатара 1 павялічваецца, нівеліруючы памяншэнне кута нападу.
Такім чынам дасягаецца зніжэнне вытворнай дэстабілізатара ў параўнанні з класічнай "качкай".
У сувязі з тым, што серворуль 7 і трымер 13 кінематычна злучаны паміж сабой, яны балансуюць адзін аднаго. Калі гэтай балансавання нядосыць, тое неабходна ўлучыць у канструкцыю балансавальны груз, які неабходна размясціць або ўсярэдзіне серворуля 7, або на працягу штангі 6 наперадзе шарніра 5. Руль 2 вышыні таксама павінен быць адбалансаваны.
Паколькі вытворная па куце нападу апорнай паверхні прыкладна ў два разу перавышае вытворную па куце адхіленні закрылка, то пры двухразовым перавышэнні кута адхіленні руля 2 вышыні ў параўнанні з кутом адхіленні серворуля 7 магчыма дасягнуць значэнні вытворнай дэстабілізатара блізкага да нуля.
Серворуль 7 па пляцы роўны трымеру 13 руля 2 вышыні. Гэта значыць, даданні ў канструкцыю самалёта вельмі малыя па памерах і занядбана мала яе ўскладняюць.
Такім чынам, цалкам магчыма атрымаць такія ж вынікі, як і ў "флюгернай качкі" выкарыстоўваючы толькі традыцыйныя тэхналогіі вытворчасці самалётаў. Таму самалёт з такім дэстабілізатарам можна назваць «псеўдафлюгернай качкай». На дадзенае вынаходства атрыманы патэнт з назвай "Чырвонаў-план" (8).
«Ігнаруючы турбулентнасць самалёт»
Вельмі мэтазгодна выканаць самалёт, у якога перадпакой і задняя апорныя паверхні ў суме маюць вытворную, роўную нулю.
Такі самалёт будзе практычна цалкам ігнараваць вертыкальныя струмені паветраных мас, і яго пасажыры не будуць адчуваць «балтанкі» нават пры інтэнсіўнай турбулентнасці атмасферы. І, паколькі, вертыкальныя струмені паветраных мас не прыводзяць да перагрузкі самалёта, тое яго можна разлічваць на істотна малодшую эксплуатацыйную перагрузку, што дадатна адаб'ецца на масе яго канструкцыі. У сувязі з тым, што ў палёце самалёт не адчувае перагрузак, то яго планёр не схільны да стомленага зносу.
Памяншэнне вытворнай крыла такога самалёта дасягаецца гэтак жа, як і для дэстабілізатара ў «псеўдафлюгернай качцы». Але серваруль уздзейнічае не на рулі вышыні, а на флапероны крыла. Флаперон – частка крыла, якая функцыянуе, як элерон і закрылак. Пры гэтым у выніку выпадковай змены кута нападу крыла прырашчэнне яго пад'ёмнай сілы адбываецца ў фокусе па куце нападу. А адмоўнае прырашчэнне пад'ёмнай сілы крыла ў выніку адхілення флаперону серварулем узнікае ў фокусе па куце адхілення флаперона. І адлегласць паміж паказанымі фокусамі практычна роўна чвэрці сярэдняй аэрадынамічнай хорды крыла. У выніку дзеяння названай пары рознанакіраваных сіл фарміруецца дэстабілізуючы момант, які неабходна кампенсаваць момантам дэстабілізатара. У гэтым выпадку дэстабілізатар павінен мець невялікую адмоўную вытворную, а значэнне вытворнай крыла павінна быць крыху больш за нуль. На такі самалёт атрыманы патэнт РФ №2710955.
Сукупнасць выкладзеных вынаходстваў уяўляе сабой, мусіць, апошні нявыкарыстаны інфармацыйны аэрадынамічны рэсурс для павелічэння на траціну і больш эканамічнай эфектыўнасці дагукавой авіяцыі.
Юрый Красноў
ЛІТАРАТУРА
- Д. Собалеў. Стогадовая гісторыя "лятаючага крыла", Масква, Русавія, 1988, стар. 100.
- Ю. Красноў. Патэнт РФ № 2000251.
- А. Юрканенка. Альтэрнатыўная "качка". Тэхніка - моладзі 2009-08. Стар. 6-11
- В. Лапін. Калі паляціць "флюгерная качка"? Авіяцыя агульнага прызначэння. 2011. №8. Стар. 38-41.
- Ю. Красноў. Патэнт РФ № 2609644.
- Ю. Красноў. Патэнт РФ № 2651959.
- Ю. Красноў. Патэнт РФ № 2609620.
- Ю. Красноў. Патэнт РФ № 2666094.
Крыніца: habr.com