Изобретателят на летвата, Густав Лахман, в края на тридесетте години на миналия век предложи да оборудва безопашката със свободно плаващо крило, поставено пред крилото. Това крило беше оборудвано със серво кормило, с помощта на което се регулираше подемната му сила. Той служи за компенсиране на допълнителния пикиращ момент на крилото, който възниква при освобождаване на клапата. Тъй като Lachmann е служител на компанията Handley-Page, тя е собственик на патента за това техническо решение и тази идея се споменава под тази марка в техническата литература. Но все още няма практическа реализация на тази идея! Каква е причината?
Балансираща загуба
Крило на самолет, което създава повдигане, има съпътстващ, може да се каже отрицателен, страничен продукт от момента на гмуркане, който има тенденция да доведе самолета до гмуркане. За да се предотврати гмуркането на самолета, на опашката му има малко крило - стабилизатор, който предотвратява това гмуркане, създавайки низходяща, тоест отрицателна повдигаща сила. Такава аеродинамична схема на самолета се нарича "нормална". Тъй като повдигането на стабилизатора е отрицателно, то се добавя към гравитацията на самолета и крилото трябва да има повдигане, по-голямо от гравитацията.
Разликата между тези сили се нарича балансиращи загуби, които могат да достигнат до 20%.
Но първият летящ самолет на братя Райт нямаше такива загуби, защото малко крило - дестабилизатор, който предотвратяваше гмуркане, беше разположен не зад крилото, а пред него. Такава аеродинамична схема на самолета се нарича "патица". И за да предотврати гмуркането на самолета, дестабилизаторът трябва да създаде нагоре, тоест положителна повдигаща сила. Тя се добавя към повдигащата сила на крилото и тази сума е равна на гравитацията на самолета. В резултат на това крилото трябва да създаде повдигаща сила, която е по-малка от силата на гравитацията. И без загуба на баланс!
Стабилизатор и дестабилизатор се обединяват в един термин - хоризонтална опашка или GO.
Въпреки това, с масовото развитие на механизацията на излитане и кацане на крилото в началото на тридесетте години на миналия век, "патицата" загуби това предимство. Основният елемент на механизацията е клапата - задната част на крилото, отклонена надолу. Той приблизително удвоява повдигането на крилото, поради което е възможно да се намали скоростта по време на кацане и излитане, като по този начин се спестява масата на шасито. Но страничният продукт от момента на замахване при разширяване на клапата се увеличава до такава степен, че дестабилизаторът не може да се справи с него, но стабилизаторът може да се справи. Да счупиш не означава да изградиш, в този случай положителна сила.
За да може крилото да създаде повдигане, то трябва да бъде ориентирано под ъгъл спрямо посоката на настъпващия въздушен поток. Този ъгъл се нарича ъгъл на атака и с нарастването му расте и подемната сила, но не безкрайно, а до критичен ъгъл, който е в диапазона от 15 до 25 градуса. Следователно общата аеродинамична сила не е насочена строго нагоре, а е наклонена към опашката на самолета. И може да се разложи на компонент, насочен строго нагоре - повдигащата сила и насочен назад - аеродинамичната сила на съпротивление. Съотношението на подемната сила към съпротивлението се използва, за да се прецени аеродинамичното качество на самолета, което може да варира от 7 до 25.
В полза на нормалната схема такова явление като скосяването на въздушния поток зад крилото, което се състои в отклонение надолу на посоката на потока, е по-голямо, колкото по-голяма е повдигащата сила на крилото. Следователно, когато задкрилката се отклони поради аеродинамиката, действителният отрицателен ъгъл на атака на стабилизатора автоматично се увеличава и, следователно, отрицателното му повдигане.
В допълнение, в полза на "нормалната" схема, в сравнение с "патицата", работи и такова обстоятелство като осигуряване на надлъжна стабилност на полета на самолета. Ъгълът на атака на самолета може да се промени в резултат на вертикални движения на въздушните маси. Самолетите са проектирани с оглед на това явление и са склонни да устояват на смущения. Всяка повърхност на самолета има аеродинамичен фокус - точката на прилагане на стъпката на повдигане при промяна на ъгъла на атака. Ако вземем предвид получените увеличения на крилото и GO, тогава самолетът също има фокус. Ако фокусът на самолета е зад центъра на масата, тогава при произволно увеличаване на ъгъла на атака, увеличението на повдигането има тенденция да наклони самолета, така че ъгълът на атака да намалее. И самолетът се връща към предишния режим на полет. В същото време, в „нормалната“ схема, крилото създава дестабилизиращ момент (за увеличаване на ъгъла на атака), а стабилизаторът създава стабилизиращ момент (за намаляване на ъгъла на атака), като последният преобладава с около 10 %. При „патицата“ дестабилизиращият момент се създава от дестабилизатора, а стабилизиращият момент, който е около 10% по-голям, се създава от крилото. Следователно увеличаването на площта и рамото на хоризонталната опашка води до увеличаване на стабилността в нормалната схема и до нейното намаляване в "патицата". Всички моменти действат и се изчисляват спрямо центъра на масата на самолета (виж фиг. 1).
)
Ако фокусът на самолета е пред центъра на масата, тогава при произволно леко увеличаване на ъгъла на атака той се увеличава още повече и самолетът ще бъде статично нестабилен. Това взаимно разположение на фокуса и центъра на масата се използва в съвременните бойци, за да натовари стабилизатора и да получи върху него не отрицателно, а положително повдигане. И полетът на самолета се осигурява не от аеродинамиката, а от четирикратно дублирана автоматична система за изкуствена стабилност, която „рулира“, когато самолетът напусне необходимия ъгъл на атака. Когато автоматиката е изключена, самолетът започва да върти опашка напред, това е основата на фигурата на Пугачевската кобра, при която пилотът умишлено изключва автоматиката и при достигане на необходимия ъгъл на завъртане на опашката изстрелва ракета в задна полусфера и след това отново включва автоматиката.
По-долу разглеждаме само статично стабилни самолети, тъй като само такива могат да се използват в гражданската авиация.
Взаимното разположение на фокуса на самолета и центъра на масата характеризира понятието "центриране".
Тъй като фокусът е зад центъра на масата, независимо от схемата, разстоянието между тях, наречено граница на стабилност, увеличава рамото GO в нормалната схема и намалява в "патицата".
Съотношението на раменете на крилото и GO в "патицата" е такова, че силата на повдигане на дестабилизатора с максималното отклонение на асансьорите се използва напълно, когато самолетът е приведен до високи ъгли на атака. И ще бъде пропуснато, когато клапите бъдат освободени. Следователно всички "патици" на известния американски дизайнер Rutan нямат никаква механизация. Неговият самолет Вояджър облита света за първи път през 1986 г. без кацане или презареждане.
Изключение прави Beechcraft Starship, но там, за да се използват клапи, е използвана много сложна конструкция с променлива геометрия на дестабилизатора, която не може да бъде доведена до серийно възпроизводимо състояние, в резултат на което проектът е затворен.
Рамото на крилото зависи до голяма степен от това колко се увеличава повдигащата сила на дестабилизатора с увеличаване на ъгъла на атака с един градус, този параметър се нарича производна на ъгъла на атака на коефициента на повдигане или просто производно на дестабилизатора. И колкото по-малка е тази производна, толкова по-близо до крилото можете да поставите центъра на масата на самолета, следователно, толкова по-малко ще бъде рамото на крилото. За да се намали тази производна, авторът през 1992 г. предложи да се извърши дестабилизаторът по схемата на биплан (2). Това дава възможност да се намали рамото на крилото толкова много, че да се елиминира препятствието при използването на клапата върху него. Има обаче страничен ефект под формата на увеличаване на съпротивлението на GO поради двуплановост. Освен това има сложност в дизайна на самолета, тъй като всъщност е необходимо да се произвеждат два GO, а не един.
Колегите посочиха, че функцията „дестабилизатор на биплан“ е налична на самолетите на братята Райт, но не само нова функция е патентована в изобретенията, но и нов набор от функции. На семейство Райт липсваше знакът „клапа“. Освен това, ако наборът от характеристики на ново изобретение е известен, тогава, за да бъде признато това изобретение, поне една характеристика трябва да се използва за нови цели. В Райт биплановостта е използвана за намаляване на теглото на конструкцията, а в описаното изобретение, за намаляване на производната.
"Пате с ветропоказател"
Преди почти две десетилетия те си спомниха идеята за „патицата за времето“, спомената в началото на статията.
Той използва оперена хоризонтална опашка като дестабилизатор - FGO, която се състои от самия дестабилизатор, шарнирно разположен на ос, перпендикулярна на фюзелажа, и свързан към сервото на дестабилизатора. Един вид самолет с нормална схема, където крилото на самолета е дестабилизаторът на CSF, а стабилизаторът на самолета е CSF серво. И този самолет не лети, а е поставен на ос и самият той се ориентира спрямо настъпващия поток. Чрез промяна на отрицателния ъгъл на атака на сервото, ние променяме ъгъла на атака на дестабилизатора по отношение на потока и, следователно, повдигащата сила на CSF по време на управление на тангажа.
При фиксирано положение на серво управлението спрямо дестабилизатора, CSF не реагира на вертикални пориви на вятъра, т.е. до промени в ъгъла на атака на самолета. Следователно нейната производна е нула. Въз основа на предишните ни разсъждения - идеалният вариант.
При тестването на първия самолет от схемата „патица за времето“, проектирана от А. Юрконенко (3) с ефективно зареден CSF, бяха извършени повече от две дузини успешни полети. В същото време бяха открити ясни признаци на нестабилност на самолета (4).
"Супер устойчивост"
Колкото и да не е парадоксално, но нестабилността на "ветропоказателя" е следствие от неговата "суперстабилност". Стабилизиращият момент на класически канард с фиксиран GO се формира от стабилизиращия момент на крилото и противодействащия дестабилизиращ момент на GO. При патицата ветропоказател CSF не участва в образуването на стабилизиращия момент, а се образува само от стабилизиращия момент на крилото. Така стабилизиращият момент на "ветропоказателя" е около десет пъти по-голям от този на класическия. При случайно увеличаване на ъгъла на атака самолетът, под въздействието на прекомерен стабилизиращ момент на крилото, не се връща към предишния режим, а го „превишава“. След „превишаването“ самолетът придобива намален ъгъл на атака в сравнение с предишния режим, следователно възниква стабилизиращ момент на друг знак, също прекомерен, и по този начин възникват собствени трептения, които пилотът не може да потуши.
Едно от условията за стабилност е способността на самолета да изравнява ефектите от атмосферните смущения. Следователно при липса на смущения е възможен задоволителен полет на нестабилен самолет. Това обяснява успешните подходи на самолета ЮАН-1. В далечната си младост авторът има случай, когато нов модел планер лети вечер в тихо време за общо поне 45 минути, демонстрирайки доста задоволителни полети и показвайки ярка нестабилност - нос нагоре, редуван с гмуркане в първия полет при ветровито време. Докато времето беше тихо и нямаше смущения, планерът демонстрираше задоволителен полет, но настройката му беше нестабилна. Просто нямаше причина да показва тази нестабилност.
Описаният CSF по принцип може да се използва в "псевдопатица". Такъв самолет по същество е схема "без опашка" и има подходящо центриране. И неговият CSF се използва само за компенсиране на допълнителния момент на гмуркане на крилото, който възниква по време на освобождаването на механизацията. В крейсерската конфигурация няма натоварване на CSF. По този начин CSF реално не работи в основния оперативен режим на полет и следователно използването му в този вариант е непродуктивно.
"КРАСНОВ-ПАТИЦА"
"Свръхстабилността" може да бъде елиминирана чрез увеличаване на производната на CSF от нула до приемливо ниво. Тази цел се постига благодарение на факта, че ъгълът на въртене на FGO е значително по-малък от ъгъла на въртене на сервото, причинено от промяна в ъгъла на атака на самолета (5). Това става чрез много прост механизъм, показан на фиг. 2. CSF 1 и серво 3 са шарнирно разположени на оста OO1. Пръти 4 и 6 чрез панти 5,7, 9,10 свързват CSF 1 и серво 3 с рокер 8. Съединителят 12 служи за промяна на дължината на пръта 6 от пилота за управление на стъпката. Въртенето на CSF 1 се извършва не от целия ъгъл на отклонение на серво 3 спрямо самолета при промяна на посоката на настъпващия поток, а само от неговата пропорционална част. Ако пропорцията е равна на половината, тогава под действието на възходящ поток, водещ до увеличаване на ъгъла на атака на самолета с 2 градуса, действителният ъгъл на атака на CSF ще се увеличи само с 1 градус. Съответно дериватът на CSF ще бъде два пъти по-малък в сравнение с фиксирания GO. Прекъснати линии маркират позицията на CSF 1 и серво 3 след промяна на ъгъла на атака на самолета. Промяната на пропорцията и по този начин определянето на стойността на производната е лесна за изпълнение чрез избор на подходящи разстояния на пантите 5 и 7 до оста OO1.
![изображение]()
Намаляването на производната на GO поради оперение прави възможно поставянето на фокуса във всякакви граници, а зад него центъра на масата на самолета. Това е концепцията за аеродинамично изместване на центрирането. По този начин всички ограничения за използването на съвременната механизация на крилото в схемата "патица" са премахнати при запазване на статичната устойчивост.
"КРАСНОВ-ФЛЮГЕР"
Всичко е наред! Но има един недостатък. За да може CSF 1 да има положителна повдигаща сила, отрицателна повдигаща сила трябва да действа върху серво 3. Аналогия - нормалната схема на самолета. Тоест, има загуби за балансиране, в този случай балансиране на CSF. Следователно начинът за отстраняване на този недостатък е схемата „патица“. Поставяме сервото пред CSF, както е показано на фиг. 3.
CSF работи по следния начин (6). В резултат на действието на аеродинамичните сили върху CSF 1 и серво 4, CSF 1 спонтанно се настройва под определен ъгъл на атака спрямо посоката на настъпващия поток. Ъглите на атака на CSF 1 и серво 4 имат един и същи знак, следователно силите на повдигане на тези повърхности ще имат една и съща посока. Тоест аеродинамичната сила на сервото 4 не намалява, а увеличава повдигането на CSF 1. За да увеличи ъгъла на атака на самолета, пилотът измества тягата 6 напред, в резултат на което сервото 4 на шарнирът 5 се завърта по посока на часовниковата стрелка и ъгълът на атака на сервото 4 се увеличава. Това води до увеличаване на ъгъла на атака на CSF 1, т.е. до увеличаване на неговата подемна сила.
В допълнение към контрола на тангажа, връзката, осигурена от тягата 7, осигурява увеличение от нула до необходимата стойност на производната на CSF.
Да приемем, че самолетът е навлязъл във възходящо течение и ъгълът му на атака се е увеличил. В този случай лъчът 2 се върти обратно на часовниковата стрелка и пантите 9 и 8 при липса на тяга 7 трябва да се приближат един към друг. Тяга 7 предотвратява сближаването и завърта серво 4 по посока на часовниковата стрелка и по този начин увеличава ъгъла му на атака.
По този начин, когато посоката на идващия поток се промени, ъгълът на атака на серво 4 се променя и CSF 1 спонтанно се задава под различен ъгъл по отношение на потока и създава различна повдигаща сила. В този случай стойността на тази производна зависи от разстоянието между пантите 8 и 3, както и от разстоянието между пантите 9 и 5.
Предложеният CSF беше тестван върху модела на електрическия кабел на веригата „патица“, докато неговата производна беше намалена наполовина в сравнение с фиксирания CSF. Натоварването на CSF беше 68% от това на крилото. Задачата на проверката не беше да се получат равни натоварвания, а да се получи точно по-ниско натоварване на CSF в сравнение с крилото, тъй като ако го получите, тогава няма да е трудно да получите равно. При "патици" с фиксиран ГО натоварването на оперението обикновено е с 20 - 30% по-високо от натоварването на крилото.
"Перфектният самолет"
Ако сборът на две числа е постоянна стойност, тогава сборът на техните квадрати ще бъде най-малък, ако тези числа са равни. Тъй като индуктивното съпротивление на опорната повърхност е пропорционално на квадрата на нейния коефициент на повдигане, тогава най-малката граница на съпротивлението на самолета ще бъде в случай, че тези коефициенти на двете опорни повърхности са равни един на друг в крейсерски режим на полет. Такъв самолет трябва да се счита за "идеален". Изобретенията "Краснов-патица" и "Краснов-флюгер" позволяват да се реализира концепцията за "идеален самолет" в реалност, без да се прибягва до изкуствено поддържане на стабилност от автоматични системи.
Сравнението на „идеалния самолет“ с модерния конвенционален самолет показва, че е възможно да се получи 33% увеличение на полезния товар при едновременно спестяване на гориво от 23%.
CSF създава максимално повдигане при ъгли на атака, близки до критичните, като този режим е типичен за етапа на кацане на полета. В този случай потокът около опорната повърхност от въздушни частици е близо до границата между нормален и срив. Отделянето на потока от повърхността на GO е придружено от рязка загуба на повдигане върху него и в резултат на това от интензивно спускане на носа на самолета, така нареченото "гмуркане". Показателен случай на "гмуркане" е катастрофата на Ту-144 в Льо Бурже, когато той се срути при излизане от пикирането веднага след пикирането. Използването на предложения CSF улеснява решаването на този проблем. За да направите това, е необходимо само да ограничите ъгъла на въртене на серво управлението спрямо CSF. В този случай действителният ъгъл на атака на CSF ще бъде ограничен и никога няма да стане равен на критичния.
"Стабилизатор на ветропоказателя"
![изображение]()
Интерес представлява въпросът за използването на CSF в нормална схема. Ако не намалите, а обратното, увеличете ъгъла на въртене на CSF в сравнение със серво управлението, както е показано на фиг. 4, тогава производната на CSF ще бъде много по-висока в сравнение с фиксирания стабилизатор (7).
Това ви позволява значително да изместите фокуса и центъра на масата на самолета назад. В резултат на това крейсерското натоварване на стабилизатора на CSF става не отрицателно, а положително. Освен това, ако центърът на масата на въздухоплавателното средство е изместен извън фокуса от ъгъла на отклонение на задкрилките (точката на прилагане на увеличението на повдигането поради отклонението на задкрилките), тогава стабилизаторът на перката създава положително повдигане и в конфигурацията за кацане .
Но всичко това вероятно е вярно, стига да не вземем предвид влиянието на спирането и наклона на потока от предната опорна повърхност към задната. Ясно е, че в случая с "патицата" ролята на това влияние е много по-малка. И от друга страна, ако стабилизаторът "носи" военни изтребители, тогава защо ще спре да "носи" в цивилния живот?
"Краснов-план" или "псевдо-лопастна патица"
Шарнирният дестабилизатор, макар и не драстично, все пак усложнява конструкцията на самолета. Оказва се, че намаляването на производната на дестабилизатора може да се постигне с много по-евтини средства.
![изображение]()
На фиг. 4 показва дестабилизатор 1 на предлагания самолет, твърдо свързан с фюзелажа (не е показан на чертежа). Той е оборудван със средство за промяна на повдигащата си сила под формата на асансьор 2, който с помощта на панта 3 е монтиран върху скоба 4, твърдо свързана с дестабилизатора 1. На същата скоба 4, с помощта на панта 5, е поставен прът 6, в задния край на който е неподвижно закрепен серво волан 7. В предния край на пръта 6, до шарнира 5, е неподвижно закрепен лост 8, чийто горен край е свързан към пръта 9 посредством шарнир 10. В задния край на пръта 10 има шарнир 11, свързващ го с лоста 12 на тримера 13 на елеватора 2. Когато този тример 13 с помощта на панта 14 е монтиран на задната част на волана 2 вис. Съединителят 15 променя дължината на тягата 10 под контрола на пилота, за да контролира тангажа.
Представеният дестабилизатор работи по следния начин. При случайно увеличаване на ъгъла на атака на самолета, например при навлизане във възходящо течение, сервото 7 се отклонява нагоре, което води до изместване на тягата 10 наляво, т.е. напред и кара тримера 13 да се отклони надолу, в резултат на което асансьорът 2 се отклонява нагоре. Позицията на височината на кормилото 2, сервото 7 и тримера 13 в описаната ситуация е показано на чертежа с пунктирани линии.
В резултат на това увеличаването на повдигащата сила на дестабилизатора 1 поради увеличаването на ъгъла на атака ще бъде до известна степен изравнено от отклонението нагоре на асансьора 2. Степента на това нивелиране зависи от съотношението на ъглите на отклонение на сервото 7 и височината на руля 2. И това съотношение се определя от дължината на лостовете 8 и 12. Когато ъгълът на атака намалява, асансьорът 2 се отклонява надолу и повдигащата сила на дестабилизатора 1 се увеличава, изравнявайки намаляването на ъгъла на атака.
Така се постига намаляване на производната на дестабилизатора в сравнение с класическата "патица".
Поради факта, че сервото 7 и тримерът 13 са кинематично свързани, те се балансират взаимно. Ако това балансиране не е достатъчно, тогава е необходимо да се включи балансираща тежест в конструкцията, която трябва да бъде поставена или вътре в серво управлението 7, или върху удължението на пръта 6 пред пантата 5. Асансьорът 2 трябва да също да бъдат балансирани.
Тъй като производната по отношение на ъгъла на атака на опорната повърхност е приблизително два пъти по-голяма от производната по отношение на ъгъла на отклонение на клапата, тогава с двукратен излишък на ъгъла на отклонение на руля 2 в сравнение с ъгъла на отклонение на серво 7, е възможно да се постигне стойност на производната на дестабилизатора, близка до нула.
Сервото 7 е равно по площ на тримера 13 на руля 2 по височина. Тоест допълненията в дизайна на самолета са много малки по размер и го усложняват пренебрежимо малко.
По този начин е напълно възможно да се получат същите резултати като "ветропоказателя", използвайки само традиционни технологии за производство на самолети. Следователно, самолет с такъв дестабилизатор може да се нарече "псевдо-лопатка". Това изобретение получи патент с името "Краснов-план" (8).
„Самолет, игнориращ турбуленцията“
Много е целесъобразно да се направи самолет, при който предната и задната опорни повърхности общо имат производна, равна на нула.
Такъв самолет почти напълно ще игнорира вертикалните потоци на въздушните маси и неговите пътници няма да усетят "бърборене" дори при интензивна атмосферна турбулентност. И тъй като вертикалните потоци на въздушните маси не водят до претоварване на самолета, може да се разчита на значително по-ниско експлоатационно претоварване, което ще се отрази положително на масата на неговата конструкция. Поради факта, че самолетът не изпитва претоварвания по време на полет, неговият корпус не е подложен на износване от умора.
Намаляването на производната на крилото на такъв самолет се постига по същия начин, както при дестабилизатора в "псевдолопатката". Но сервото не действа на елеваторите, а на флапероните на крилата. Флаперонът е частта от крилото, която функционира като елерон и клапа. В този случай, в резултат на произволна промяна на ъгъла на атака на крилото, увеличаването на повдигането му става във фокуса по отношение на ъгъла на атака. И отрицателното увеличение на повдигането на крилото в резултат на отклонение на флаперона от сервоуправление се появява във фокуса по ъгъла на отклонение на флаперона. И разстоянието между тези фокуси е почти равно на една четвърт от средната аеродинамична хорда на крилото. В резултат на действието на посочената двойка различно насочени сили се образува дестабилизиращ момент, който трябва да се компенсира от момента на дестабилизатора. В този случай дестабилизаторът трябва да има малка отрицателна производна, а стойността на производната на крилото трябва да бъде малко по-голяма от нула. За такъв самолет е получен RF патент № 2710955.
Съвкупността от горните изобретения е може би последният неизползван информационен аеродинамичен ресурс за повишаване на икономическата ефективност на дозвуковата авиация с една трета или повече.
Юрий Краснов
СПРАВКА
- Д. Соболев. Столетна история на „летящото крило”, Москва, Русавиа, 1988 г., стр. 100.
- Ю. Краснов. RF патент № 2000251.
- А. Юрконенко. Алтернативна патица. Техника - младежи 2009-08г. Страница 6-11
- В. Лапин. Кога ще полети "патицата ветропоказател"? Обща авиация. 2011. № 8. Страница 38-41.
- Ю. Краснов. RF патент № 2609644.
- Ю. Краснов. RF патент № 2651959.
- Ю. Краснов. RF патент № 2609620.
- Ю. Краснов. RF патент № 2666094.
Източник: www.habr.com