Изобретателят на предкрила Густав Лахман предлага в края на тридесетте години на миналия век да оснастят безопашката с свободно плаващо крило, разположено отпред на основното крило. Това крило е снабдено с серворул, чрез който се регулира подемната му сила. То служи за компенсиране на допълнителния пикиращ момент на крилото, който възниква при освобождаване на щитка. Тъй като Лахман е бил служител на фирмата Хендли-Пейдж, тя е собственик на патента за това техническо решение и под това име се споменава в техническата литература. Но до сега няма практическо реализиране на тази идея! Каква е причината?
Загуби при балансиране
Крилото на самолета, което създава подемна сила, притежава придружаващ, може да се каже, негативен страничен продукт във формата на пикиращ момент, стремящ се да вкара самолета в пикиране. За да не пикира самолетът, на опашката му присъства малко крило – стабилизатор, който пречи на това пикиране, създавайки насочена надолу, т.е. отрицателна, подемна сила. Такава аеродинамична схема на самолета се нарича "нормална". Тъй като подемната сила на стабилизатора е отрицателна, тя се сумира с тегловната сила на самолета, и крилото трябва да има подемна сила, надвишаваща тежестта.
Разликата между тези сили се нарича загуби при балансиране, които могат да достигнат до 20%.
Но първият летящ самолет на Братята Райт не е имал такива загуби, защото малкото крило – дестабилизатор, пречещ на пикирането, е разположено не зад крилото, а отпред. Такава аеродинамична схема на самолета се нарича "патица". И за да пречи на пикирането, 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 тегловната сила на самолета. В резултат крилото трябва да създава подемна сила, по-малка от тегловната сила. И никакви загуби при балансиране!
Стабилизаторът и дестабилизаторът са обединени в един термин – хоризонтално оперение или ХО.
Въпреки че с масовото развитие в началото на тридесетте години на миналия век механизацията на крилото за взлет и посадка, „патица“ загуби посоченото преимущество. Основният елемент на механизацията е закрилката – отклоняемата надолу задна част на крилото. Тя приблизително увеличава двойно подемната сила на крилото, благодарение на което може да се намали скоростта при взлет и кацане, спестявайки по този начин от масата на шасито. Но страничният продукт под формата на пикиращ момент при отпускането на закрилката нараства до такава степен, че дестабилизаторът не може да се справи с него, а стабилизаторът – може. Разрушаването не е строителство, в този случай положителната сила.
За да създаде подемна сила, крилото трябва да бъде ориентирано под ъгъл спрямо посоката на идващия поток на въздуха. Този ъгъл се нарича ъгъл на атака и с нарастването му подемната сила също нараства, но не безкрайно, а до критичен ъгъл, който е в пределите от 15 до 25 градуса. Ето защо пълната аеродинамична сила не е насочена строго нагоре, а е наклонена към опашката на самолета. И тя може да бъде разложена на компонент, насочен строго нагоре – подемна сила, и насочен назад – сила на аеродинамично съпротивление. По отношението на подемната сила към силата на съпротивление се съди за аеродинамичното качество на самолета, което може да бъде от 7 до 25.
В полза на нормалната схема работи такова явление, като наклонът на въздушния поток зад крилото, състоящо се в отклонението на потока надолу, толкова по-голямо, колкото е по-голяма подемната сила на крилото. Следователно при отклонение на закрилката поради аеродинамика 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 „утката“ работи и такова обстоятелство като осигуряване на надлъжна стабилност на полета на самолета. Ъгълът на атака на самолета може да претърпява промени в резултат на вертикални движения на въздушните маси. Самолетите се проектират с оглед на това явление и се стремят да устоят на смущенията. Всяка повърхност на самолета има аеродинамичен фокус – точка на приложение на увеличението на подемната сила при промяна на ъгъла на атака. Ако разглеждаме равнодействуващото на увеличенията на крилото и ГО, то фокусът съществува и при самолета. Ако фокусът на самолета се намира зад центъра на масите, то при случайно увеличаване на ъгъла на атака увеличението на подемната сила се стреми да наклони самолета, така че ъгълът на атака да намалее. И самолетът се връща към 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 приблизително с 10%. В „утката“ дестабилизиращ момент създава дестабилизаторът, а стабилизиращият – крилото, и той е приблизително с 10% по-голям. Следователно увеличаването на площта и ръката на хоризонталното оперение води до увеличаване на стабилността в нормалната схема и до нейното намаляване в „утката“. Всички моменти действат и се изчисляват спрямо центъра на масите на самолета (вж. рис. 1).
![image]("
)
Ако фокусът на самолета е пред центъра на масата, при случайно малко увеличение на ъгъла на атака, той ще се увеличи още повече и самолетът ще бъде статически нестабилен. Такова разположение на фокуса и центъра на масата се използва в съвременните изтребители, за да се натовари стабилизатора и да се получи не отрицателна, а положителна подемна сила. Полетът на самолета се осигурява не от аеродинамиката, а от четирикратно дублирана автоматизирана система за изкуствена стабилност, която “подправя” при отклонение на самолета от необходимия ъгъл на атака. При изключване на автоматиката самолетът започва да се обръща с опашка напред, на което се базира фигурата „Кобра Пугачев“, при която пилотът умишлено изключва автоматиката и при достигане на необходимия ъгъл на завъртане на опашката освобождава ракета в задната полусфера, а след това отново включва автоматиката.
В по-нататъшната дискусия ще разгледаме само статически устойчивите самолети, тъй като само такива самолети могат да се използват в гражданската авиация.
Взаимното разположение на фокуса на самолета и центъра на масата характеризира понятието „центровка“.
Тъй като фокусът е зад центъра на масата независимо от схемата, разстоянието между тях, наречено резерв на устойчивост, увеличава момента на ГО в нормалната схема и намалява в „патицата“.
Съотношението на раменете на крилото и ГО в „патицата“ е такова, че подемната сила на дестабилизатора при максимално отклонение на рудата за височина се използва изцяло при извеждане на самолета на големи ъгли на атака. И няма да е достатъчно при освобождаване на закрилките. Следователно всички „патици“ на знаменития американски конструктор Рутан нямат никаква механизация. Неговият самолет „Вояджер“ за първи път в света облетя земята без кацане и дозареждане през 1986 година.
Изключение прави Beechcraft „Starship“, но там с цел използване на закрилките е приложена доста сложна конструкция с променлива геометрия на дестабилизатора, която не успя да бъде доведена до серийно воспроизводимо състояние, поради което проектът беше закрит.
Раменото на крилото в голяма степен зависи от това, колко увеличава подемната сила на дестабилизатора при повишаване на неговия ъгъл на атака с един градус, този параметър се нарича производна по ъгъл на атака на коефициента на подемна сила или просто производна на дестабилизатора. И с колкото по-малка е тази производна, толкова по-близо до крилото може да се разположи центърът на масата на самолета, следователно, толкова по-малко ще бъде рамото на крилото. За да се намали посочената производна, авторът през 1992 година предложи изпълнението на дестабилизатора по бипланна схема (2). Това позволява да се намали рамото на крилото, така че да се премахне пречката за използването на закрилката. Въпреки това възниква последичен ефект под формата на увеличаване на съпротивлението на ГУС поради бипланността. Освен това, налице е усложняване на конструкцията на самолета, тъй като трябва да се изработят фактически два ГУС, а не едно.
Колегите отбелязваха, че признакът „бипланен дестабилизатор“ присъства на самолета на Братя Райт, но в изобретенията се патентова не само нов признак, но и нова комбинация от признаци. При Райт нямаше признак „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 с нова цел. При Райт бипланността е използвана за намаляване на теглото на конструкцията, а в описваното изобретение – за намаляване на производната.
„Флюгерна патица“
Почти преди два десетилетия беше припомнена идеята за „флюгерна 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 сервопит. Този самолетик е с нормална схема, където крилото на самолетика е дестабилизатор ФГО, а стабилизаторът на самолетика е сервопит ФГО. И този самолетик не лети, а е разположен на ос и сам се ориентира спрямо насочения поток. Променяйки отрицателния ъгъл на атака на сервопита, ние променяме ъгъла на атака на дестабилизатора спрямо потока и следователно подемната сила на ФГО при управление по тангаж.
При неизменна позиция на серворуля спрямо дестабилизатора, ФГО не реагира на пориви на вертикалния вятър, т.е. на измененията в ъгъла на атака на самолета. Затова производната му е равна на нула. Изхождайки от предишните ни разсъждения – идеалният вариант.
При изпитване на първия самолет с схема „флюгерна утка“ на конструктора А. Юрконенко (3) с ефективно натоварен ФГО бяха проведени повече от двайсет успешни полета. В същото време се откриха явни признаци на нестабилност на самолета (4).
„Сверхустойчивост“
Както не парадоксално звучи, нестабилността на „флюгерната утка“ е следствие от нейната „сверхустойчивост“. Стабилизиращият момент на класическата утка с фиксирано ГО се формира от стабилизиращия момент на крилото и противоположния му дестабилизиращ момент на ГО. При флюгерната утка ФГО не участва в образуването на стабилизиращия момент, а той се образува само от стабилизиращия момент на крилото. Така, стабилизиращият момент при „флюгерната утка“ е приблизително десет пъти по-голям от този на класическата. При случайно увеличение на ъгъла на атака, самолетът поради прекомерния стабилизиращ момент на крилото, не се връща в предишния режим, а го „пропуска“. След „пропуска“ самолетът придобива намален ъгъл на атака в сравнение с предишния режим, затова се появява стабилизиращ момент с противоположен знак, също прекомерен, и по този начин възникват автоколебания, които пилотът не може да загаси.
Едно от условията за устойчивост е способността на самолета да неутрализира последиците от атмосферните смущения. Следователно при отсъствие на смущения е възможен задоволителен полет на нестабилен самолет. Именно това обяснява успешните полети на самолета ЮАН-1. В далечната младост на автора имаше случай, когато новият модел планер летеше вечер в безветрие общо не по-малко от 45 минути, демонстрирайки напълно задоволителни полети и изразявайки ярка нестабилност – качване редуваше с пикиране в първия полет при ветровито време. Докато времето беше спокойно и нямаше смущения, планерът демонстрираше задоволителен полет, но регулировката му беше нестабилна. Просто нямаше причини да прояви тази нестабилност.
Описание на ФГО в принципе може да се използва в "псевдопата". Такъв самолет всъщност представлява схема "бесхвостка" и има съответното центриране. А ФГО при него се използва само за компенсация на допълнителния пикиращ момент на крилото, възникващ при изтегляне на механизацията. В крейсерска конфигурация няма натоварване на ФГО. Следователно, в основния експлоатационен режим на полета ФГО фактически не работи, и затова използването му в този вариант е малопродуктивно.
"КРАСНОВ-ПАТА"
"Свръхустойчивостта" може да бъде ликвидирана чрез повишаване на производната на ФГО от нула до приемливо ниво. Поставената цел се постига чрез факта, че ъгълът на завъртане на ФГО е значително по-малък от ъгъла на завъртане на серворуля, причинен от промяната на ъгъла на атака на самолета (5). За това служи много прост механизъм, показан на рис. 2. ФГО 1 и серворул 3 са шарнирно разположени на оста ОО1. Тяги 4 и 6 чрез шарнири 5, 7, 9, 10 свързват ФГО 1 и серворул 3 с рамо 8. Муфтата 12 служи за промяна на дължината на тяга 6 от пилота с цел управление по тангаж. Завъртането на ФГО 1 не се осъществява на целия ъгъл на отклонение на серворул 3 по отношение на ЛА при промяна на посоката на срещналия поток, а само на неговата пропорционална част. Ако пропорцията е равна на половината, то при действието на възходящия 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 фиксираното ГО. Със счупени линии е отбелязано положението на ФГО 1 и серворул 3 след промяната на ъгъла на атака на ЛА. Промяната на пропорцията и, следователно, определянето на величината на производната, лесно може да се осъществи чрез избора на съответните разстояния на шарнирите 5 и 7 до оста ОО1.
![image]("
)
Намаляването на производната на ГО чрез флюзиране позволява на всякакви граници да се разполага фокусът, а след него и центърът на масата на самолета. В това се крие понятието за аеродинамично преместен център на тежестта. Така се премахват всички ограничения върху използването на съвременната механизация на крилото в схемата "пата" при запазване на статичната устойчивост.
"КРАСНОВ-ФЛЮГЕР"
Всичко е прекрасно! Но има малък недостатък. За да възникне положителна подемна сила на ФГО 1, на серворула 3 трябва да действа отрицателна подемна сила. Аналогия – нормална схема на самолет. Тоест, налице са загуби при балансирането, в този случай балансирането на ФГО. Следователно решението за отстраняване на този недостатък е схема „патица“. Разполагаме серворула пред ФГО, както е показано на рис. 3.
ФГО работи по следния начин (6). В резултат на въздействието на аеродинамичните сили върху ФГО 1 и серворул 4, ФГО 1 спонтанно се установява под определен ъгъл на атака към посоката на срещащия поток. Ъглите на атака на ФГО 1 и серворул 4 имат един и същ знак, следователно и подемните сили на тези повърхности ще имат еднаква посока. Тоест, аеродинамичната сила на серворул 4 не намалява, а увеличава подемната сила на ФГО 1. За да увеличи ъгъла на атака на самолета, пилотът премества тяга 6 напред, в резултат на което серворул 4 на шарнира 5 се завърта по часовниковата стрелка и ъгълът на атака на серворул 4 се увеличава. Това води до увеличаване на ъгъла на атака на ФГО 1, тоест до увеличаване на неговата подемна сила.
Освен управлението по тангаж, свързаността, осигурена от тягата 7, предизвиква увеличаване от нула до необходимата стойност на производната на ФГО.
Да предположим, че самолетът е влязъл в възходящ поток и ъгълът му на атака се е увеличил. В този случай гредата 2 се завърта против часовниковата стрелка и шарнирите 9 и 8, в случай на отсъствие на тяга 7, трябваше да се сближат. Тягата 7 пречи на сближаването и завърта серворул 4 по часовниковата стрелка, увеличавайки по този начин ъгъла на атака.
По този начин, при промяна на посоката на срещащия поток, ъгълът на атака на серворул 4 се променя и ФГО 1 спонтанно се установява под различен ъгъл спрямо потока и създава различна подемна сила. В същото време величината на посочената производна зависи от разстоянието между шарнирите 8 и 3, както и от разстоянието между шарнирите 9 и 5.
Предложеното ФГО е проверено на електрокордова модел на схемата "патица", при което неговата производна в сравнение с фиксираното ГО е намалена наполовина. Натовареността на ФГО е 68% от тази на крилото. Целта на проверката не е била да се получат равни натоварености, а именно по-ниска натовареност на ФГО в сравнение с крилото, тъй като ако я получим, не би било трудно да получим равни. В "патиците" с фиксирано ГО, натовареността на оперението обикновено е с 20 – 30% по-висока от натовареността на крилото.
"Идеалният самолет"
Ако сумата на две числа е неизменна величина, тогава сумата на тяхните квадрати ще бъде най-малка, когато тези числа са равни. Тъй като индуктивното съпротивление на носещата повърхност е пропорционално на квадрата на нейния коефициент на подемна сила, най-ниският предел на съпротивлението на самолета ще бъде, 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-патица" и "Краснов-вятърна мелница" позволяват в действителност да се въплъти понятието "идеален самолет" без да се прибягва до изкуствено поддържане на стабилността от автоматични системи.
Сравнението на "идеалния самолет" с съвременния самолет нормална схема показва, че може да се постигне 33% печалба в търговското натоварване с едновременно спестяване на гориво от 23%.
ФГО създава максимална подемна сила при ъгли на атака, близки до критичния, а такъв режим е характерен за етапа на кацане. При това обтекането на носещата повърхност от частиците въздух е приближено до границата между нормалното и срива. Сривът на потока от повърхността на ГО е съпътстван от рязка загуба на подемна сила и, в следствие, интензивно потъване на носа на самолета, наречено "поклона". Показателен случай на "поклона" е катастрофата на Ту-144 в Ле Бурже, когато той се разрушава при изход от пикиране точно след поклона. Използването на предложеното ФГО позволява лесно да се реши посочената проблема. За това е необходимо единствено да се ограничи ъгълът на завиване на серворулото относно ФГО. В този случай действителният ъгъл на атака на ФГО ще бъде ограничен и никога няма да стане равен на критичния.
"Вятърен стабилизатор"
![image]("
)
Интересен въпросът за използването на ФГО в нормалната схема. Ако не намаляваме, а напротив, увеличаваме ъгъла на завъртане на ФГО в сравнение с серворулевото управление, както е показано на рис. 4, производната на ФГО ще бъде значително 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 изместен зад фокуса по ъгъла на отклонение на закрилката (точката на приложение на промяната на подемната сила поради отклонението на закрилката), флюгерният стабилизатор дори в конфигурация за кацане генерира положителна подемна сила.
Но всичко това е валидно дотогава, докато не вземем предвид влиянието на спирането и наклона на потока от предната носеща повърхност към задната. Ясно е, че в случая на "патица" ролята на това влияние е значително по-малка. От друга страна, ако на военните изтребители стабилизаторът "носи", защо той да не спре да "носи" на гражданските?
"Краснов-план" или "псевдофлюгерна патица"
Шарнирното закрепване на дестабилизатора, макар и не кардинално, все пак усложнява конструкцията на самолета. Оказва се, че намаляването на производната на дестабилизатора може да бъде постигнато с много по-евтини средства.
![image]("
)
На рис. 4 е показан дестабилизатор 1, който е здраво свързан с фюзелажа (не е показан на чертежа) на предложеното летателно средство. Той е снабден със средство за изменение на подемната му сила под формата на руль 2 височина, който с помощта на шарнир 3 е фиксиран на brackets 4, здраво свързани с дестабилизатора 1. На същия кронштейн 4 с помощта на шарнир 5 е разположен прът 6, на задния край на който е здраво закрепен серворул 7. На предния край на пръта 6, близо до шарнир 5, е здраво закрепен лост 8, чийто горен край чрез шарнир 9 е свързан с тяга 10. На задния край на таягата 10 е разположен шарнир 11, свързващ я с лоста 12 на тримера 13 на руля 2 височина. При това тримерът 13 с помощта на шарнир 14 е закрепен на задната част на руля 2 височина. Муфта 15 изменя дължината на тягата 10 по команда на пилота за управление на танажа.
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 тягата 10 наляво, т.е. напред и предизвиква отклонение на тримера 13 надолу, в резултат на което руль 2 за височина се отклонява нагоре. Положението на руля 2 за височина, серворула 7 и тримера 13 в описаната ситуация е представено на чертежа със щрихови линии.
В резултат на това увеличението на подемната сила на дестабилизатора 1 в следствие на увеличаването на ъгъла на атака до известна степен ще бъде неутрализирано от отклонението нагоре на руля 2 за височина. Степента на това неутрализиране зависи от отношението между ъглите на отклонение на серворула 7 и руля 2 за височина. И това отношение се задава от дължината на лостовете 8 и 12. При намаляване на ъгъла на атака руль 2 за височина се отклонява надолу, а подемната сила на дестабилизатора 1 се увеличава, неутрализирайки намаляването на ъгъла на атака.
По този начин се постига намаление на производната на дестабилизатора в сравнение с класическата «патица».
Поради факта, че серворул 7 и тримера 13 кинематично са свързани помежду си, те се балансират взаимно. Ако това балансиране не е достатъчно, е необходимо да се включи в конструкцията балансиращо тежест, което трябва да бъде разположено или вътре в серворула 7, или на продължението на штангата 6 преди шарнира 5. Руль 2 за височина също трябва да бъде балансиран.
Тъй като производната по ъгъла на атака на носещата повърхност е приблизително два пъти по-голяма от производната по ъгъла на отклонение на закрилката, при двукратно преувеличаване на ъгъла на отклонение на руля 2 за височина в сравнение с ъгъла на отклонение на серворула 7 е възможно да се достигне производна на дестабилизатора, близка до нула.
Серворул 7 по площ е равен на тримера 13 на руля 2 за височина. Тоест, добавките в конструкцията на самолета са много малки по размер и пренебрежимо малко усложняват нея.
По този начин е напълно възможно да се получат същите резултати, както при «флюгерната патица», използвайки само традиционни технологии за производство на самолети. Така че самолет с такъв дестабилизатор може да бъде наречен «псевдофлюгерна патица». На това изобретение е получен патент с името «Краснов-план» (8).
«Игнориращият турбуленцията самолет»
Много целесъобразно е да се проектира самолет, при който предната и задната носещи повърхности в сумарно имат производна, равна на нула.
Такъв самолет практически ще игнорира вертикалните въздушни потоци и пътниците му няма да усетят "дреболии" дори при интензивна въздушна турбуленция. И, тъй като вертикалните въздушни потоци не водят до претоварване на самолета, може да се разчита на значително по-малко експлоатационно претоварване, което положително ще се отрази на масата на конструкцията му. Поради факта, че самолетът не изпитва претоварване в полет, неговият планер не е подложен на умора.
Намаляването на производната на крилото на такъв самолет се постига по същия начин, както и за дестабилизатора в "псевдофлюгерната патица". Но серворулът не действа на руля на височината, а на флапероните на крилото. Флаперонът е част от крилото, функционираща като елерон и закрилка. При това в резултат на случайна промяна в ъгъла на атака на крилото, увеличението на подемната сила настъпва в фокуса по ъгъла на атака. А отрицателното увеличение на подемната сила на крилото в резултат на отклонение на флаперона, управляван от серворул, 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 действието на посочената двойка противоположни сили се формира дестабилизиращ момент, който необходимо 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 бъде малко над нула. За такъв самолет е получен патент РФ №2710955.
Сборът от изложените изобретения представлява, вероятно, последния неизползван информационен аеродинамичен ресурс за увеличаване на икономическата ефективност на дозвуковата авиация с една трета или повече.
Юрий Краснов
ЛИТЕРАТУРА
- Д. Соболев. Столетната история на "летящото крило", Москва, Русавиа, 1988, стр. 100.
- Ю. Краснов. Патент РФ № 2000251.
- А. Юрконенко. Алтернативната "патица". Техника — младост 2009-08. Стр. 6-11
- В. Лапин. Кога ще полети "флюгерната патица"? Авиация на общо предназначение. 2011. №8. Стр. 38-41.
- Ю. Краснов. Патент РФ № 2609644.
- Ю. Краснов. Патент РФ № 2651959.
- Ю. Краснов. Патент РБ № 2609620.
- Ю. Краснов. Патент РБ № 2666094.
Източник: habr.com
