Изобретателят на предкрила Густав Лахман в края на тридесетте години на миналия век предложил да оборудва безопашката с свободно плаващо крило, разположено пред крилото. Това крило е снабдено със серворул и чрез него се регулира неговата подемна сила. То служи за компенсация на допълнителния пикиращ момент на крилото, който възниква при отпускане на щитка. Тъй като Лахман е бил служител на фирмата Хэндли-Пейдж, тя е собственик на патента за това техническо решение и под тази марка споменатата идея се споменава в техническата литература. Но до момента няма практическо приложение на тази идея! Каква е причината?
Загуби при балансировка
Крилото на самолета, което генерира подемна сила, има съпътстващ, бихме могли да кажем, негативен страничен продукт под формата на пикиращ момент, който стреми да вкара самолета в пикиране. За да не пикира самолетът, на неговия опашка има малко крило – стабилизатор, което му пречи да пикира, създавайки насочена надолу, т.е. отрицателна, подемна сила. Тази аеродинамична схема на самолета се нарича 'нормална'. Тъй като подемната сила на стабилизатора е отрицателна, тя се сумира с теглото на самолета и крилото трябва да има подемна сила, която да надвишава теглото.
Разликата между тези сили се нарича загуби при балансировка, които могат да достигнат до 20%.
Но първият летящ самолет на Братя Райт не е имал такива загуби, защото малкото крило – дестабилизатор, което пречи на пикирането, е било разположено не зад крилото, а пред него. Тази аеродинамична схема на самолета се нарича 'патица'. И за да предотврати пикирането на самолета, дестабилизаторът трябва да създава насочена нагоре, т.е. положителна, подемна сила. Тя се сумира с подемната сила на крилото и тази сума е равна на теглото на самолета. В резултат на това крилото трябва да генерира подемна сила, по-малка от теглото. И няма загуби при балансировка!
Стабилизаторът и дестабилизаторът са обединени в един термин – хоризонтално оперение или ХО.
Въпреки това, с масовото развитие в началото на тридесетте години на миналия век, механизацията на крилото, наречена "утка", загуби това предимство. Основният елемент на механизацията е закрилката – отклоняемата надолу задната част на крилото. Тя увеличава подемната сила на крилото приблизително два пъти, което позволява да се намали скоростта при кацане и излитане, съответно спестявайки от масата на шасито. Но страничният продукт под формата на пикиращ момент при изтегляне на закрилката нараства до такава степен, че дестабилизаторът не може да се справи с него, а стабилизаторът – успява. Ломането е по-трудно от строенето, в този случай, положителната сила.
За да създаде крилото подемна сила, то трябва да бъде ориентирано под ъгъл спрямо посоката на срещащия се въздушен поток. Този ъгъл се нарича ъгъл на атака и с увеличаването му нараства и подемната сила, но не безкрайно, а до критичен ъгъл, който е в границите от 15 до 25 градуса. Следователно, пълната аеродинамична сила не е насочена строго нагоре, а е наклонена към опашката на самолета. И може да бъде разложена на компонент, насочен строго нагоре – подемната сила, и насочен назад – силата на аеродинамично съпротивление. По отношението на подемната сила към силата на съпротивление се оценява аеродинамичното качество на самолета, което може да варира от 7 до 25.
В полза на нормалната схема работи явление като наклон на въздушния поток зад крилото, свързано с отклоняване надолу на посоката на потока, което е по-изразено с увеличаване на подемната сила на крилото. Следователно, при отклоняване на закрилката, поради аеродинамични фактори, автоматично нараства действителният отрицателен ъгъл на атака на стабилизатора и, следователно, неговата отрицателна подемна сила.
Освен това, в полза на «нормалната» схема в сравнение с «петелчето» работи и такава обстоятелство, като осигуряване на надлъжната стабилност на полета на самолета. Їгълът на атака на самолета може да претърпява изменения в резултат на вертикални движения на въздушните маси. Самолетите се проектират с оглед на това явление и се стремят да се противопоставят на възмущенията. Всяка повърхност на самолета има аеродинамичен фокус – точка на приложение на нарастването на подемната сила при изменение на ъгъла на атака. Ако разгледаме равнодействующата нарастванията на крилото и хоризонталната опора, то фокусът съществува и при самолета. Ако фокусът на самолета се намира зад центъра на масите, то при случайно увеличаване на ъгъла на атака нарастването на подемната сила се стреми да наклони самолета, така че ъгълът на атака да намалее. И самолетът се връща в предишния режим на полет. При това в «нормалната» схема крилото създава дестабилизиращ момент (при увеличаване на ъгъла на атака), а стабилизаторът създава стабилизиращ момент (при намаляване на ъгъла на атака) и последният преобладава с около 10%. В «петелчето» дестабилизиращият момент се създава от дестабилизатора, а стабилизиращият, и той е около 10% по-голям – крилото. Ето защо увеличението на площта и лоста на хоризонталната опора води до увеличаване на стабилността в нормалната схема и до нейното намаление в «петелчето». Всички моменти действат и се считат относително на центъра на масите на самолета (вж. рис. 1).
)
Ако фокусът на самолета е напред в центъра на масата, то при случайно малко увеличение на ъгъла на атака, той се увеличава още повече и самолетът ще бъде статично нестабилен. Такова взаимно разположение на фокуса и центъра на масата се използва в съвременните изтребители, за да се натовари стабилизатора и да се генерира положителна подемна сила, а не отрицателна. Полетът на самолета се осигурява не от аеродинамиката, а от четирикратно дублирана автоматична система за изкуствена стабилност, която „подравнява“ при отклонение на самолета от необходимия ъгъл на атака. При деактивиране на автоматиката, самолетът започва да се завърта с опашката напред, на което се основава фигурката „Кобра Пугачов“, при която пилотът умишлено изключва автоматиката и при достигане на необходимия ъгъл на завъртане изстрелва ракета в задната полусфера, а след това отново включва автоматиката.
В следващото разглеждаме само статично устойчивите самолети, тъй като само те могат да бъдат използвани в гражданската авиация.
Взаимното разположение на фокуса на самолета и центъра на масата характеризира понятието „центровка“.
Тъй като фокусът се намира зад центъра на масата независимо от схемата, разстоянието между тях, наречено запас на устойчивост, увеличава момента на ГО в нормалната схема и намалява в „патицата“.
Съотношението между лопатките на крилата и ГО в „патицата“ е такова, че подемната сила на дестабилизатора при максимално отклонение на управляемите повърхности се използва напълно при изнасянето на самолета на големи ъгли на атака. И тя ще бъде недостатъчна при изтеглянето на закрилките. Поради това всички „патици“ на известния американски конструктор Рутан нямат никаква механизация. Неговият самолет „Вояджер“ за първи път в света обиколи без кацане и дозареждане земното кълбо през 1986 година.
Изключение прави Бийчкрафт „Старшип“, но там е била приложена доста сложна конструкция с изменяща се геометрия на дестабилизатора с цел използване на закрилките, която не успя да бъде доведена до серийно изпълнение, поради което проектът бе прекратен.
Рамото на крилото в голяма степен зависи от това, в каква степен нараства подемната сила на дестабилизатора при увеличение на ъгъла на атака с един градус; този параметър се нарича производна по ъгъла на атака на коефициента на подемна сила или просто производната на дестабилизатора. И колкото по-малка е тази производна, толкова по-близо до крилото може да бъде поставен центърът на масата на самолета, следователно, толкова по-малко ще бъде рамото на крилото. За намаляване на посочената производна авторът предложи през 1992 година да се извършва дестабилизаторът по бипланна схема (2). Това дава възможност да се намали толкова рамото на крилото, че да се премахне пречката за използването на закрилка на него. Въпреки това, възниква страничен ефект под формата на увеличение на съпротивлението на ГО заради бипланността. Освен това, е налице усложнение на конструкцията на самолета, тъй като трябва да се изготвят фактически два ГО, а не едно.
Колегите посочиха, че признакът „бипланен дестабилизатор“ е налице на самолета на Братята Райт, но в изобретенията патентува не само нов признак, но и нова комбинация от признаци. При Райт не е налице признакът „закрилка“. Освен това, ако комбинацията от признаци на новото изобретение е известна, то за признаването на това изобретение, поне един признак трябва да се използва в нови цели. При Райт бипланността е използвана за намаляване на теглото на конструкцията, а в описаното изобретение – за намаляване на производната.
„Флюгерна патица“
Почти два десетилетия назад беше припомнена идеята за „флюгерната патица“, спомената в началото на статията.
В нея като дестабилизатор се използва флюгерно хоризонтално оперение — ФГО, което се състои от самия дестабилизатор, шарнирно разположен на ос, перпендикулярна на фюзелажа, и свързан с дестабилизатора серворул. Това е малък самолет с нормална схема, където крилото на самолетчето – дестабилизаторът ФГО, а стабилизаторът на самолетчето – серворулът ФГО. И този самолет не лети, а е разположен на оста, и сам се ориентира спрямо срещупотока. Чрез промяна на отрицателния ъгъл на атака на серворула, променяме ъгъла на атака на дестабилизатора спрямо потока и, следователно, подемната сила на ФГО при управление по тангаж.
При неизменни условия на серворуля спрямо дестабилизатора, ФГО не реагира на пориви на вертикалния вятър, т.е. на изменения в ъгъла на атака на самолета. Следователно производната му е равна на нула. Изхождайки от нашите предишни разсъждения – идеалният вариант.
При изпитването на първия самолет от схемата „флюгерна утка“ на конструктора А. Юрконенко (3) с ефективно натоварен ФГО, бяха извършени повече от двайсет успешни полета. В същото време се проявиха явни признаци на нестабилност на самолета (4).
„Свръхустойчивост“
Както и да е парадоксално, нестабилността на „флюгерната утка“ е следствие от нейната „свръхустойчивост“. Стабилизиращият момент на класическата утка с фиксиран ГО се образува от стабилизиращия момент на крилото и противодействия дестабилизиращ момент на ГО. При флюгерната утка ФГО не участва в формирането на стабилизиращия момент, а той се образува само от стабилизиращия момент на крилото. По този начин, стабилизиращият момент при „флюгерната утка“ е приблизително десет пъти по-голям от този на класическата. При случайно увеличаване на ъгъла на атака самолетът, под действието на прекомерния стабилизиращ момент на крилото, не се връща в предишния режим, а преминава през него. След „прескачането“, самолетът получава намален ъгъл на атака в сравнение с предишния режим, поради което се появява стабилизиращ момент с противоположен знак, също прекомерен, и по този начин възникват автоколебания, които пилотът не може да потисне.
Едно от условията за устойчивост е способността на самолета да нивелира последствията от възмущенията в атмосферата. Следователно при отсъствие на възмущения е възможен задоволителен полет на нестабилен самолет. Това обяснява успешните полети на самолета ЮАН-1. В далечното минало авторът имаше случай, когато нов модел планер летеше вечер в безветрие общо не по-малко от 45 минути, демонстрирайки напълно удовлетворителни полети и проявявайки ярка нестабилност – качване чередуваше с пикиране още при първия полет при ветровито време. Докато времето беше спокойно и нямаше възмущения, планерът показваше задоволителен полет, но регулировката му беше нестабилна. Просто нямаше причини за проявление на тази нестабилност.
Описаното ФГО в принципе може да се използва в «псевдоутка». Такъв самолет по същество е схема «безопашка» и има съответстваща центровка. А ФГО при него се използва само за компенсиране на допълнителния пикиращ момент на крилото, възникващ при освобождаване на механизацията. В крейсерска конфигурация натоварването на ФГО липсва. Така че, в основния експлоатационен режим на полета, ФГО всъщност не работи, а затова неговото използване в този вариант е малопродуктивно.
«КРАСНОВ-УТКА»
«Сверхустойчивост» може да бъде елиминирана чрез повишаване на производната ФГО от нула до приемливо ниво. Поставената цел се постига чрез това, че ъгълът на завиване на ФГО е значително по-малък от ъгъла на завиване на серворула, причинен от промяната на ъгъла на атака на самолета (5). За това служи доста прост механизъм, изобразен на рис. 2. ФГО 1 и серворул 3 са шарнирно разположени на ос ОО1. Свързващите 4 и 6 чрез шарнири 5,7, 9,10 свързват ФГО 1 и серворул 3 с качалката 8. Муфтата 12 служи за промяна на дължината на свързващата 6 от пилота с цел управление по тангаж. Завъртането на ФГО 1 се извършва не на целия ъгъл на отклонение на серворула 3 относно ЛА при промяна на посоката на срещупоток, а само на пропорционалната му част. Ако пропорцията е равна на половината, то при действие на възходящ поток, който води до увеличаване на ъгъла на атака на ЛА с 2 градуса, действителният ъгъл на атака на ФГО ще се увеличи само с 1 градус. Съответно и производната на ФГО ще бъде два пъти по-малка в сравнение с фиксированото ГО. Пунктирните линии отбелязват положението на ФГО 1 и серворул 3 след промяната на ъгъла на атака на ЛА. Промяната на пропорцията и така, определянето на величината на производната, лесно може да се реализира чрез избор на съответните разстояния на шарнирите 5 и 7 до ос ОО1.
)
Намаляването на производната на ГО чрез флюгуриране позволява в каквито и да е граници да се разполага фокусът, а след него и центърът на масата на самолета. В това се състои понятието за аеродинамично изместване на центровката. Така се премахват всички ограничения при използването на съвременната механизация на крилото в схемата «утка» при запазване на статичната устойчивост.
«КРАСНОВ-ФЛЮГЕР»
Всичко е прекрасно! Но, има малък недостатък. За да се генерира положителна подемна сила на ФГО 1, на серворула 3 трябва да действа отрицателна подемна сила. Аналогията е нормалната схема на самолет. Тоест, налице са загуби за балансиране, в случая баланс на ФГО. Оттук идва и начинът за отстраняване на този недостатък – схема «утка». Разположете серворула преди ФГО, както е показано на рис. 3.
ФГО работи по следния начин (6). В резултат на действието на аеродинамичните сили върху ФГО 1 и серворул 4, ФГО 1 самостоятелно се настройва под определен ъгъл атака спрямо посоката на натрупания поток. Ъглите на атака на ФГО 1 и серворула 4 имат една и съща стойност, следователно, и подемните сили на тези повърхности ще имат едно и също направление. Т.е. аеродинамичната сила на серворула 4 не намалява, а увеличава подемната сила на ФГО 1. За да увеличи ъгъла на атака на самолета, пилотът премества тежест 6 напред, в резултат на което серворул 4 на шарнира 5 се върти по часовниковата стрелка и ъгълът на атака на серворула 4 се увеличава. Това води до увеличаване на ъгъла на атака на ФГО 1, т.е. до увеличаване на неговата подемна сила.
Освен управлението по тангаж, свързаността, осъществявана от тежест 7, осигурява увеличаване от нула до необходимата стойност на производната на ФГО.
Нека предположим, че самолетът е влязъл в възходящ поток и ъгълът му на атака се е увеличил. В този случай гредата 2 се завива против часовниковата стрелка и шарнирите 9 и 8 в случай на липса на тежест 7 трябваше да се сближават. Тежест 7 препятства сближаването и завива серворул 4 по часовниковата стрелка, увеличавайки по този начин неговия ъгъл на атака.
Така, при промяна на посоката на натрупания поток, ъгълът на атака на серворул 4 се променя, а ФГО 1 самостоятелно се настроява под различен ъгъл спрямо потока и създава различна подемна сила. В същото време стойността на посочената производна зависи от разстоянието между шарнирите 8 и 3, а също така и от разстоянието между шарнирите 9 и 5.
Предложеното ФГО е проверено на електрокордовия модел на схемата "патка", като производната му в сравнение с фиксираното ГО е намалена наполовина. Натоварването на ФГО е било 68% от това на крилото. Целта на проверката не беше да се получат равни натоварвания, а да се постигне точно по-ниско натоварване на ФГО в сравнение с крилото, тъй като ако се постигне, не би било трудно да се получат равни. В "патките" с фиксирано ГО, натоварването на оперението обикновено надвишава натоварването на крилото с 20 – 30%.
"Идеалният самолет"
Ако сумата от две числа е неизменна величина, то сумата на техните квадрати ще бъде минимална, когато тези числа са равни. Тъй като индуктивното съпротивление на носещата повърхност е пропорционално на квадрата на нейния коефициент на подемна сила, то минималният предел на съпротивлението на самолета ще бъде в случай, когато тези коефициенти на двете носещи повърхности са равни помежду си при крейсерски режим на полет. Такъв самолет следва да се счита за "идеален". Изобретенията "Краснов-патка" и "Краснов-флюгер" позволяват в реалността да се реализира понятието "идеален самолет" без да прибягваме до изкуствено поддържане на устойчивост чрез автоматични системи.
Сравнението на "идеалния самолет" с модерния самолет с нормална схема показва, че може да се постигне 33% печалба в комерсиалното натоварване с едновременна икономия на гориво от 23%.
ФГО създава максимална подемна сила при ъгли на атака, близки до критичния, и този режим е характерен за етапа на кацане. При това, обтекането на носещата повърхност от частиците въздух е близко до границата между нормалния и сриващия поток. Сривът на потока от повърхността на ГО е придружен от рязка загуба на подемна сила на него и, следователно, интензивно вдигане на носа на самолета, така наречения "клюв". Подходящ случай на "клюв" е катастрофата на Ту-144 в Ле Бурже, когато той се разруши при излизане от пикиране точно след клюв. Използването на предложеното ФГО позволява лесно да се реши посочения проблем. За тази цел е необходимо само да се ограничи ъгълът на завъртане на серворуля спрямо ФГО. В този случай действителният ъгъл на атака на ФГО ще бъде ограничен и никога няма да стане равен на критичния.
"Флюгерен стабилизатор"
)
Представлява интерес въпросът за използването на ФГО в нормалната схема. Ако не намаляваме, а точно обратното, увеличаваме ъгъла на завъртане на ФГО в сравнение с серворулето, както е показано на рис. 4, тогава производната на ФГО ще бъде много по-висока в сравнение с фиксирания стабилизатор (7).
Това позволява значително да се премести фокусът и центърът на масата на самолета назад. В резултат на това крейсерската натовареност на ФГО-стабилизатора става не отрицателна, а положителна. Освен това, ако центърът на масата на самолета се окаже преместен зад фокуса по ъгъла на отклонение на закрилката (точка на приложение на приращението на подемната сила заради отклонението на закрилката), то флюгерният стабилизатор и в конфигурация за кацане създава положителна подемна сила.
Но всичко това е валидно дотогава, докато не вземем предвид влиянието на спиране и наклона на потока от предната носеща повърхност върху задната. Ясно е, че в случая на «утката» ролята на това влияние е значително по-малка. От друга страна, ако на военните изтребители стабилизаторът «носи», то защо той да спре да «носи» на гражданските самолети?
«Краснов-план» или «псевдофлюгерна утка»
Шарнирното закрепване на дестабилизатора, въпреки че не е радикално, все пак усложнява конструкцията на самолета. Оказва се, че намаляване на производната на дестабилизатора може да бъде постигнато с много по-евтини средства.
)
На рис. 4 е представен дестабилизатор 1, който е здраво свързан с фюзелажа (в чертежа не е показан). Той е снабден със средство за изменение на подемната си сила чрез руля 2 на височина, който посредством шарнира 3 е укрепен на носача 4, здраво свързан с дестабилизатора 1. На същия носач 4, с помощта на шарнира 5, е разположена щека 6, на задния край на която е здраво закрепен серворул 7. На предния край на штангата 6, в близост до шарнира 5, е здраво закрепен лост 8, чийто горен край чрез шарнир 9 е свързан с опъна 10. На задния край на опъна 10 е разположен шарнир 11, свързващ го с лоста 12 на тримера 13 на руля 2 на височина. При това тример 13 с помощта на шарнир 14 е закрепен на задната част на руля 2 на височина. Муфтата 15 променя дължината на опъна 10 под управлението на пилота за управление по тангаж.
Представеният дестабилизатор работи по следния начин. При случайно увеличаване на ъгъла на атака на летателния апарат, например при влизане в възходящ поток, серворул 7 се отклонява нагоре, което води до изместване на тяга 10 наляво, т.е. напред, и води до отклонение на тримера 13 надолу, в резултат на което руль 2 на височината се отклонява нагоре. Положението на руля 2 на височината, серворуля 7 и тримера 13 в описаната ситуация е представено на чертежа с щрихови линии.
В резултат на това увеличението на подемната сила на дестабилизатора 1 вследствие на увеличаването на ъгъла на атака ще бъде до известна степен компенсирано от отклонението нагоре на руля 2 на височината. Степента на това нивелиране зависи от соотношението на ъглите на отклонение на серворуля 7 и руля 2 на височината. И това соотношение се задава от дължината на лостовете 8 и 12. При намаляване на ъгъла на атака руль 2 на височината се отклонява надолу, а подемната сила на дестабилизатора 1 се увеличава, компенсирайки намалението на ъгъла на атака.
По този начин се постига намаляване на производната на дестабилизатора в сравнение с класическата "пата".
С оглед на това, че серворул 7 и тримър 13 са кинематично свързани помежду си, те балансират един друг. Ако това балансиране не е достатъчно, е необходимо да се включи в конструкцията балансировъчен товар, който да се постави или вътре в серворул 7, или на продължението на штангата 6 преди шарнира 5. Рулът 2 на височината също трябва да бъде балансиран.
Тъй като производната по ъгъл на атака на носещата повърхност е приблизително два пъти по-голяма от производната по ъгъл на отклонение на закрилката, при двукратно увеличаване на ъгъла на отклонение на руля 2 на височината в сравнение с ъгъла на отклонение на серворуля 7 е възможно да се постигне стойност на производната на дестабилизатора близка до нула.
Серворул 7 по площ е равен на тримера 13 на руля 2 на височината. Тоест, добавките в конструкцията на самолета са доста малки по размер и пренебрежимо малко усложняват.
По този начин е напълно възможно да се постигнат същите резултати, каквито има при "флюгерната пата", използвайки само традиционни технологии за производство на самолети. Затова самолет с такъв дестабилизатор може да се нарече "псевдофлюгерна пата". На това изобретение е получен патент с името "Краснов-план" (8).
"Игнориращият турбулентност самолет"
Много целесъобразно е да се проектира самолет, чиято предна и задна носеща повърхност в сумата имат производна, равна на нула.
Такъв самолет ще игнорира практически напълно вертикалните въздушни потоци и пътниците му няма да усетят "трептене" дори при интензивна турбуленция в атмосферата. И тъй като вертикалните въздушни потоци не водят до претоварване на самолета, може да се разчита на значително по-малко оперативно претоварване, което ще се отрази положително на масата на конструкцията му. Поради факта, че по време на полет самолетът не изпитва претоварвания, неговият планер не е подложен на умора.
Намаляването на производната на крилото на такъв самолет се постига по същия начин, както при дестабилизатора в "псевдофлюгерната утка". Но серворулът влияе не на на elevon-ите, а на флапероните на крилото. Флаперон – част от крилото, функционираща като елерон и закрилок. В този случай в резултат на случайна промяна в ъгъла на атака на крилото, увеличението на неговата подемна сила настъпва в фокуса по ъгъла на атака. А отрицателното увеличение на подемната сила на крилото в резултат на отклонението на флаперона от серворула възниква в фокуса по ъгъла на отклонение на флаперона. И разстоянието между посочените фокуси практически е равно на една четвърт от средната аеродинамична хорда на крилото. В резултат на действията на тази двойка противоположно насочени сили се формира дестабилизиращ момент, който трябва да бъде компенсиран от момента на дестабилизатора. В този случай дестабилизаторът трябва да има малка отрицателна производна, а стойността на производната на крилото трябва да е малко над нула. За този самолет е получен патент на РФ №2710955.
Системата от изложени изобретения представлява, вероятно, последния неизползван информационен аеродинамичен ресурс за увеличаване на икономическата ефективност на дозвуковата авиация с една трета и повече.
Юрий Краснов
ЛИТЕРАТУРА
- Д. Съболев. Столетна история на "летящото крило", Москва, Русавиа, 1988, стр. 100.
- Ю. Краснов. Патент на РФ № 2000251.
- А. Юрконенко. Алтернативна "утка". Техника — младост 2009-08. Стр. 6-11
- В. Лапин. Кога ще полети "флюгерната утка"? Авиация на общо предназначение. 2011. №8. Стр. 38-41.
- Ю. Краснов. Патент на РФ № 2609644.
- Ю. Краснов. Патент на РФ № 2651959.
- Ю. Краснов. Патент РФ № 2609620.
- Ю. Краснов. Патент РФ № 2666094.
Източник: habr.com
