L'inventor del llistó, Gustav Lachmann, a finals dels anys trenta del segle passat, va proposar equipar el sense cua amb una aleta que flotava lliurement col·locada davant de l'ala. Aquest winglet estava equipat amb un servo timó, amb l'ajuda del qual es regulava la seva força d'elevació. Va servir per compensar el moment d'immersió addicional de l'ala que es produeix quan s'allibera la solapa. Com que Lachmann era una empleada de l'empresa Handley-Page, era la propietària de la patent d'aquesta solució tècnica i aquesta idea s'esmenta sota aquesta marca a la literatura tècnica. Però encara no hi ha una implementació pràctica d'aquesta idea! Quin és el motiu?
Pèrdua d'equilibri
Una ala d'avió que crea sustentació té un subproducte concomitant, es podria dir negatiu, d'un moment d'immersió que tendeix a portar l'avió a una immersió. Per evitar que l'aeronau busseixi, hi ha una petita aleta a la seva cua: un estabilitzador, que impedeix aquesta immersió, creant una força d'elevació cap avall, és a dir, negativa. Aquest esquema aerodinàmic de l'avió s'anomena "normal". Com que la sustentació de l'estabilitzador és negativa, s'afegeix a la gravetat de l'avió i l'ala ha de tenir una sustentació superior a la gravetat.
La diferència entre aquestes forces s'anomena pèrdues d'equilibri, que poden arribar fins al 20%.
Però el primer avió volador dels germans Wright no va tenir aquestes pèrdues, perquè una ala petita, un desestabilitzador que impedia una immersió, no es trobava darrere de l'ala, sinó davant d'ella. Aquest esquema aerodinàmic de l'avió s'anomena "ànec". I per evitar que l'aeronau s'immergi, el desestabilitzador ha de crear una força ascendent, és a dir, positiva. S'afegeix a la força de sustentació de l'ala, i aquesta suma és igual a la gravetat de l'avió. Com a resultat, l'ala ha de crear una força de sustentació menor que la força de la gravetat. I sense pèrdua d'equilibri!
L'estabilitzador i el desestabilitzador es combinen en un sol terme: cua horitzontal o GO.
No obstant això, amb el desenvolupament massiu de la mecanització d'enlairament i aterratge de l'ala a principis dels anys trenta del segle passat, el "ànec" va perdre aquest avantatge. L'element principal de la mecanització és la solapa: la part posterior de l'ala desviada cap avall. Dobla aproximadament la sustentació de l'ala, per la qual cosa és possible reduir la velocitat durant l'aterratge i l'enlairament, estalviant així la massa del xassís. Però el subproducte del moment de caiguda en estendre la solapa augmenta fins a tal punt que el desestabilitzador no pot fer-hi front, però l'estabilitzador ho pot gestionar. Trencar no és construir, en aquest cas una força positiva.
Perquè l'ala creï sustentació, s'ha d'orientar en angle amb la direcció del flux d'aire que entra. Aquest angle s'anomena angle d'atac i, amb el seu creixement, la força d'elevació també creix, però no infinitament, sinó fins a un angle crític, que està en el rang de 15 a 25 graus. Per tant, la força aerodinàmica total no es dirigeix estrictament cap amunt, sinó que s'inclina cap a la cua de l'avió. I es pot descompondre en un component dirigit estrictament cap amunt: la força d'elevació, i dirigit cap enrere: la força d'arrossegament aerodinàmica. La relació entre la força de sustentació i la força d'arrossegament s'utilitza per jutjar la qualitat aerodinàmica de l'avió, que pot oscil·lar entre 7 i 25.
A favor de l'esquema normal, un fenomen com el bisell del flux d'aire darrere de l'ala, que consisteix en la desviació cap avall de la direcció del flux, és més gran, com més gran és la força d'elevació de l'ala. Per tant, quan el flap es desvia a causa de l'aerodinàmica, l'angle d'atac negatiu real de l'estabilitzador augmenta automàticament i, en conseqüència, la seva sustentació negativa.
A més, a favor de l'esquema "normal", en comparació amb el "ànec", també funciona una circumstància com garantir l'estabilitat longitudinal del vol de l'avió. L'angle d'atac d'una aeronau pot canviar com a resultat dels moviments verticals de les masses d'aire. Els avions estan dissenyats tenint en compte aquest fenomen i tendeixen a resistir les pertorbacions. Cada superfície de l'avió té un focus aerodinàmic: el punt d'aplicació de l'increment de sustentació quan canvia l'angle d'atac. Si considerem els increments resultants de l'ala i GO, l'avió també té un focus. Si el focus de l'aeronau està darrere del centre de massa, llavors amb un augment aleatori de l'angle d'atac, l'increment de sustentació tendeix a inclinar l'aeronau de manera que l'angle d'atac disminueix. I l'avió torna al mode de vol anterior. Al mateix temps, en l'esquema "normal", l'ala crea un moment desestabilitzador (per augmentar l'angle d'atac), i l'estabilitzador crea un moment estabilitzador (per disminuir l'angle d'atac), i aquest darrer preval uns 10 %. En el "ànec", el moment desestabilitzador el crea el desestabilitzador, i el moment estabilitzador, i és aproximadament un 10% més gran, el crea l'ala. Per tant, un augment de l'àrea i l'espatlla de la cua horitzontal condueix a un augment de l'estabilitat en l'esquema normal i a la seva disminució en el "ànec". Tots els moments actuen i es calculen en relació al centre de masses de l'aeronau (vegeu la figura 1).
)
Si el focus de l'avió està per davant del centre de massa, llavors amb un lleuger augment aleatori de l'angle d'atac, augmenta encara més i l'avió serà estàticament inestable. Aquesta disposició mútua de l'enfocament i el centre de massa s'utilitza en els caces moderns per carregar l'estabilitzador i fer-hi un ascens no negatiu, sinó positiu. I el vol de l'avió no és proporcionat per l'aerodinàmica, sinó per un sistema automàtic d'estabilitat artificial duplicat per quatre, que "taxi" quan l'avió abandona l'angle d'atac requerit. Quan s'apaga l'automatització, l'avió comença a girar la cua cap endavant, aquesta és la base de la figura Pugachev Cobra, en la qual el pilot apaga deliberadament l'automatització i, quan s'aconsegueix l'angle de gir de cua requerit, dispara un coet cap al hemisferi posterior i, a continuació, torna a encendre l'automatització.
A continuació, considerem només avions estàticament estables, ja que només aquests avions es poden utilitzar a l'aviació civil.
La disposició mútua del focus de l'avió i el centre de masses caracteritza el concepte de "centrat".
Com que el focus està darrere del centre de masses, independentment de l'esquema, la distància entre ells, anomenada marge d'estabilitat, augmenta el braç GO en l'esquema normal i disminueix en el "ànec".
La proporció de les espatlles de l'ala i GO al "ànec" és tal que la força d'elevació del desestabilitzador amb la màxima desviació dels ascensors s'utilitza plenament quan l'avió arriba a angles d'atac elevats. I es trobarà a faltar quan s'alliberin les solapes. Per tant, tots els "ànecs" del famós dissenyador nord-americà Rutan no tenen cap mecanització. El seu avió Voyager va fer la volta al món per primera vegada l'any 1986 sense aterrar ni repostar.
L'excepció és Beechcraft Starship, però allà, per utilitzar flaps, es va utilitzar un disseny molt complex amb una geometria desestabilitzadora variable, que no es va poder portar a un estat reproduïble en sèrie, com a conseqüència del qual es va tancar el projecte.
L'espatlla de l'ala depèn en gran mesura de quant augmenta la força de sustentació del desestabilitzador amb un augment del seu angle d'atac en un grau, aquest paràmetre s'anomena derivada de l'angle d'atac del coeficient de sustentació o simplement el derivat del desestabilitzador. I, com més petita sigui aquesta derivada, més a prop de l'ala podreu col·locar el centre de masses de l'avió, per tant, més petita serà l'espatlla de l'ala. Per reduir aquesta derivada, l'autor l'any 1992 va proposar dur a terme el desestabilitzador segons l'esquema biplà (2). Això permet reduir tant l'espatlla de l'ala que s'elimina l'obstacle en utilitzar-hi la solapa. Tanmateix, hi ha un efecte secundari en forma d'augment de la resistència GO a causa de la biplanetat. A més, hi ha una complicació en el disseny de l'avió, ja que en realitat és necessari fabricar dos GO, i no un.
Els col·legues van assenyalar que la funció de "desestabilitzador de biplans" està disponible a l'avió dels germans Wright, però no només es patenta una característica nova en les invencions, sinó també un nou conjunt de funcions. Els Wright no tenien el signe "flap". A més, si es coneix el conjunt de característiques d'una nova invenció, per tal que aquesta invenció sigui reconeguda, s'ha d'utilitzar almenys una característica per a noves finalitats. En els Wright, la biplanetat es va utilitzar per reduir el pes de l'estructura, i en la invenció descrita, per reduir la derivada.
"Ànec de veleta"
Fa gairebé dues dècades, van recordar la idea de "l'ànec del temps", esmentat al començament de l'article.
Utilitza una cua horitzontal amb plomes com a desestabilitzador - FGO, que consisteix en el propi desestabilitzador, col·locat de manera pivotant en un eix perpendicular al fuselatge i connectat al servo desestabilitzador. Una mena d'avió d'esquema normal, on l'ala de l'avió és el desestabilitzador del CSF, i l'estabilitzador de l'avió és el servo CSF. I aquest avió no vola, sinó que es col·loca sobre un eix, i ell mateix s'orienta en relació amb el flux que s'acosta. En canviar l'angle d'atac negatiu del servo, canviem l'angle d'atac del desestabilitzador en relació al flux i, en conseqüència, la força de sustentació del CSF durant el control de pas.
Amb una posició fixa de la servodirecció respecte al desestabilitzador, el CSF no respon a les ràfegues de vent verticals, és a dir. als canvis en l'angle d'atac de l'avió. Per tant, la seva derivada és zero. Basat en el nostre raonament anterior: l'opció ideal.
Quan es va provar el primer avió de l'esquema "ànec del temps" dissenyat per A. Yurkonenko (3) amb un CSF carregat eficaçment, es van realitzar més de dues dotzenes de vols amb èxit. Al mateix temps, es van trobar signes clars d'inestabilitat de l'aeronau (4).
"Super resiliència"
Com que no és paradoxal, però la inestabilitat de la "veleta" és conseqüència de la seva "superestabilitat". El moment estabilitzador d'un canard clàssic amb un GO fix es forma a partir del moment estabilitzador de l'ala i el moment de desestabilització contraresta del GO. En l'ànec de galeta, el LCR no participa en la formació del moment estabilitzador, i només es forma a partir del moment estabilitzador de l'ala. Així, el moment estabilitzador de la "veleta" és unes deu vegades més gran que el de la clàssica. Amb un augment accidental de l'angle d'atac, l'avió, sota la influència d'un moment d'estabilització excessiu de l'ala, no torna al mode anterior, sinó que el "supera". Després del "desbordament", l'avió adquireix un angle d'atac reduït respecte al règim anterior, per tant, sorgeix un moment estabilitzador d'un altre signe, també excessiu, i per tant es produeixen auto-oscil·lacions, que el pilot no és capaç d'extingir.
Una de les condicions per a l'estabilitat és la capacitat d'una aeronau per anivellar els efectes de les pertorbacions atmosfèriques. Per tant, en absència de pertorbacions, és possible un vol satisfactori d'una aeronau inestable. Això explica els enfocaments reeixits de l'avió YuAN-1. En la seva llunyana joventut, l'autor va tenir un cas en què un nou model de planador va volar al vespre amb un temps tranquil durant un total d'almenys 45 minuts, demostrant vols bastant satisfactoris i mostrant una inestabilitat brillant: un nas amunt alternat amb una immersió. en el primer vol amb temps de vent. Mentre el temps estigués tranquil i no hi hagués pertorbacions, el planador va demostrar un vol satisfactori, però el seu ajust va ser inestable. Simplement no hi havia cap raó per mostrar aquesta inestabilitat.
El LCR descrit es pot utilitzar, en principi, en un "pseudo-ànec". Aquest avió és essencialment un esquema "sense cua" i té un centrat adequat. I el seu CSF només s'utilitza per compensar el moment de busseig addicional de l'ala que es produeix durant l'alliberament de la mecanització. En la configuració de creuer, no hi ha càrrega al CSF. Així, el CSF no funciona realment en el mode de vol operatiu principal i, per tant, el seu ús en aquesta variant és improductiu.
"KRASNOV-ÀNEC"
La "superestabilitat" es pot eliminar augmentant la derivada del LCR de zero a un nivell acceptable. Aquest objectiu s'aconsegueix a causa del fet que l'angle de gir del FGO és significativament menor que l'angle de gir del servo causat per un canvi en l'angle d'atac de l'avió (5). Això es fa mitjançant un mecanisme molt senzill, que es mostra a la Fig. 2. El CSF 1 i el servo 3 es col·loquen de manera pivotant sobre l'eix OO1. Les barres 4 i 6 mitjançant frontisses 5,7, 9,10 connecten CSF 1 i servo 3 amb el basculant 8. L'embragatge 12 serveix per canviar la longitud de la vareta 6 pel pilot per controlar el pas. La rotació del CSF 1 no es realitza per tot l'angle de desviació del servo 3 en relació amb l'aeronau quan es canvia la direcció del flux que s'acosta, sinó només per la seva part proporcional. Si la proporció és igual a la meitat, llavors sota l'acció del flux ascendent, provocant un augment de l'angle d'atac de l'avió en 2 graus, l'angle d'atac real del CSF només augmentarà 1 grau. En conseqüència, la derivada CSF serà dues vegades menor en comparació amb la GO fixa. Les línies discontínues marquen la posició del CSF 1 i del servo 3 després de canviar l'angle d'atac de l'avió. Canviar la proporció i, per tant, determinar el valor de la derivada, és fàcil d'implementar escollint les distàncies adequades de les frontisses 5 i 7 a l'eix OO1.
![imatge]()
La reducció de la derivada GO a causa del plumatge permet situar el focus dins de qualsevol límit, i darrere d'ell el centre de massa de l'avió. Aquest és el concepte de desplaçament de centratge aerodinàmic. Així, s'eliminen totes les restriccions a l'ús de la mecanització moderna de l'ala en l'esquema "ànec" mantenint l'estabilitat estàtica.
"KRASNOV-FLUGER"
Tot està bé! Però, hi ha un inconvenient. Perquè el CSF 1 tingui una força d'elevació positiva, una força d'elevació negativa ha d'actuar sobre el servo 3. Analogia - l'esquema normal de l'avió. És a dir, hi ha pèrdues per equilibrar, en aquest cas, equilibrar el LCR. Per tant, la manera d'eliminar aquesta mancança és l'esquema "ànec". Col·loquem el servo davant del CSF, tal com es mostra a la Fig. 3.
El CSF funciona de la següent manera (6). Com a resultat de l'acció de les forces aerodinàmiques sobre el CSF 1 i el servo 4, el CSF 1 s'estableix espontàniament en un cert angle d'atac a la direcció del flux que s'acosta. Els angles d'atac de CSF 1 i servo 4 tenen el mateix signe, per tant, les forces de sustentació d'aquestes superfícies tindran la mateixa direcció. És a dir, la força aerodinàmica del servo 4 no redueix, sinó que augmenta la sustentació del CSF 1. Per augmentar l'angle d'atac de l'avió, el pilot desplaça l'empenta 6 cap endavant, de manera que el servo 4 en la frontissa 5 gira en sentit horari i l'angle d'atac del servo 4 augmenta. Això condueix a un augment de l'angle d'atac del CSF 1, és a dir, a un augment de la seva força d'elevació.
A més del control de to, l'enllaç proporcionat per l'empenta 7 proporciona un augment de zero al valor requerit de la derivada CSF.
Suposem que l'avió va entrar en corrent ascendent i el seu angle d'atac va augmentar. En aquest cas, la biga 2 gira en sentit contrari a les agulles del rellotge i les frontisses 9 i 8 en absència d'empenta 7 s'haurien d'apropar entre si. L'empenta 7 evita la convergència i gira el servo 4 en sentit horari i augmenta així el seu angle d'atac.
Així, quan canvia la direcció del flux que arriba, l'angle d'atac del servo 4 canvia i el CSF 1 s'estableix espontàniament en un angle diferent respecte al flux i crea una força d'elevació diferent. En aquest cas, el valor d'aquesta derivada depèn de la distància entre les frontisses 8 i 3, així com de la distància entre les frontisses 9 i 5.
El CSF proposat es va provar en el model de cable elèctric del circuit "ànec", mentre que la seva derivada es va reduir a la meitat en comparació amb el CSF fix. La càrrega del CSF va ser el 68% de la de l'ala. La tasca de la comprovació no era obtenir càrregues iguals, sinó obtenir precisament una càrrega menor del CSF en comparació amb l'ala, ja que si l'aconsegueixes, aleshores no serà difícil aconseguir-ho. En "ànecs" amb un GO fix, la càrrega del plomatge sol ser un 20 - 30% superior a la càrrega de l'ala.
"L'avió perfecte"
Si la suma de dos nombres és un valor constant, aleshores la suma dels seus quadrats serà la més petita si aquests nombres són iguals. Com que la resistència inductiva de la superfície de suport és proporcional al quadrat del seu coeficient de sustentació, llavors el límit més petit de la resistència de l'aeronau serà en el cas que aquests coeficients d'ambdues superfícies de suport siguin iguals entre si en el mode de vol de creuer. Aquest avió s'ha de considerar "ideal". Les invencions de "Krasnov-duck" i "Krasnov-weather vele" permeten realitzar el concepte d'"avió ideal" en realitat sense recórrer al manteniment de l'estabilitat artificial mitjançant sistemes automàtics.
Una comparació de l'"avió ideal" amb un avió convencional modern mostra que és possible obtenir un guany del 33% en càrrega útil amb un estalvi simultani de combustible del 23%.
El CSF crea una sustentació màxima en angles d'atac propers als crítics, i aquest mode és típic de l'etapa d'aterratge del vol. En aquest cas, el flux de partícules d'aire al voltant de la superfície de suport està a prop del límit entre la normal i la parada. La separació del flux de la superfície del GO s'acompanya d'una forta pèrdua de sustentació sobre ell i, com a resultat, d'una baixada intensiva del morro de l'avió, l'anomenada "immersió". Un cas il·lustratiu de "immersió" és l'accident del Tu-144 a Le Bourget, quan es va esfondrar en sortir de la immersió just després de la immersió. L'ús del CSF proposat facilita la resolució d'aquest problema. Per fer-ho, només cal limitar l'angle de gir de la servodirecció respecte al CSF. En aquest cas, l'angle d'atac real del CSF serà limitat i mai serà igual al crític.
"Estabilitzador de veleta"
![imatge]()
És interessant la qüestió d'utilitzar CSF en un esquema normal. Si no reduïu, sinó a l'inrevés, augmenteu l'angle de gir del CSF en comparació amb el servodirecció, tal com es mostra a la Fig. 4, aleshores el derivat del CSF serà molt més alt en comparació amb l'estabilitzador fix (7).
Això us permet canviar significativament el focus i el centre de massa de l'avió cap enrere. Com a resultat, la càrrega de creuer de l'estabilitzador CSF no esdevé negativa, sinó positiva. A més, si el centre de massa de l'aeronau resulta desplaçat més enllà del focus pel que fa a l'angle de deflexió de la solapa (el punt d'aplicació de l'increment de la força de sustentació a causa de la deflexió de la solapa), aleshores l'estabilitzador de paleta crea un positiu. la força d'elevació també en la configuració d'aterratge.
Però tot això probablement sigui cert sempre que no tinguem en compte la influència de la frenada i el flux inclinat des de la superfície de suport davantera cap a la posterior. És evident que en el cas del "ànec" el paper d'aquesta influència és molt menor. I, d'altra banda, si l'estabilitzador "porta" combatents militars, llavors per què deixarà de "portar" a la vida civil?
"Pla de Krasnov" o "ànec de pseudo-paleta"
El desestabilitzador articulat, encara que no dràsticament, encara complica el disseny de l'avió. Resulta que una disminució de la derivada del desestabilitzador es pot aconseguir per mitjans molt més econòmics.
![imatge]()
A la fig. La figura 4 mostra un desestabilitzador 1 de l'avió proposat connectat rígidament al fuselatge (no es mostra al dibuix). Està equipat amb un mitjà per canviar la seva força d'elevació en forma d'elevador 2, que, mitjançant una frontissa 3, es munta en un suport 4 connectat rígidament al desestabilitzador 1. En el mateix suport 4, utilitzant una frontissa 5, es col·loca una barra 6, a l'extrem posterior de la qual es fixa rígidament un volant servo 7. A l'extrem davanter de la barra 6, al costat de la frontissa 5, es fixa rígidament una palanca 8, l'extrem superior de la qual està connectat. a la vareta 9 mitjançant una frontissa 10. A l'extrem posterior de la vareta 10 hi ha una frontissa 11 que la connecta amb la palanca 12 del tallador 13 de l'elevador 2. Quan aquest retallador 13 amb l'ajuda de la frontissa 14 es munta a la part posterior del volant 2 altures. L'embragatge 15 canvia la longitud de l'empenta 10 sota el control del pilot per controlar el pas.
El desestabilitzador presentat funciona de la següent manera. En cas d'augment accidental de l'angle d'atac de l'avió, per exemple, quan entra en un corrent ascendent, el servo 7 es desvia cap amunt, la qual cosa comporta un desplaçament de l'empenta 10 cap a l'esquerra, és a dir. cap endavant i fa que el tallador 13 es desviï cap avall, com a resultat de la qual cosa l'elevador 2 es desvia cap amunt. La posició de l'alçada del timó 2, del servo 7 i del trimmer 13 en la situació descrita es mostra al dibuix amb línies discontínues.
Com a resultat, l'augment de la força d'elevació del desestabilitzador 1 a causa de l'augment de l'angle d'atac serà en certa mesura anivellat per la desviació cap amunt de l'ascensor 2. El grau d'anivellament depèn de la relació entre els angles de deflexió del servo 7 i l'alçada de l'elevador 2. I aquesta relació s'estableix per la longitud de les palanques 8 i 12. Quan l'angle d'atac disminueix, l'ascensor 2 es desvia cap avall i la força d'elevació del desestabilitzador 1 augmenta, anivellant la disminució de l'angle d'atac.
Així, s'aconsegueix una disminució de la derivada del desestabilitzador en comparació amb el clàssic "ànec".
A causa del fet que el servo 7 i el tallador 13 estan interconnectats cinemàticament, s'equilibren entre si. Si aquest equilibri no és suficient, cal incloure en el disseny un pes d'equilibri, que s'ha de col·locar o bé dins de la servodirecció 7, o bé a l'extensió de la barra 6 davant de la frontissa 5. L'elevador 2 ha de ser també sigui equilibrada.
Com que la derivada respecte a l'angle d'atac de la superfície de suport és aproximadament el doble de la derivada respecte a l'angle de deflexió del flap, llavors amb un excés de doble de l'angle de deflexió del timó 2 en comparació amb l'angle de deflexió de el servo 7, és possible aconseguir un valor de la derivada del desestabilitzador proper a zero.
El servo 7 té la mateixa àrea que el trimmer 13 del timó 2 altures. És a dir, les incorporacions al disseny de l'aeronau són de mida molt reduïda i ho compliquen de manera insignificant.
Així, és molt possible obtenir els mateixos resultats que la "veleta" utilitzant només les tecnologies tradicionals de fabricació d'avions. Per tant, una aeronau amb aquest desestabilitzador es pot anomenar "ànec pseudo-velet". Aquesta invenció va rebre una patent amb el nom de "Pla Krasnov" (8).
"Aeronaus que ignoran turbulències"
És molt convenient fer un avió en el qual les superfícies de suport davantera i posterior en total tinguin una derivada igual a zero.
Aquest avió ignorarà gairebé completament els fluxos verticals de les masses d'aire i els seus passatgers no sentiran "xerrar" fins i tot amb una intensa turbulència atmosfèrica. I, com que els fluxos verticals de masses d'aire no condueixen a una sobrecàrrega de l'aeronau, es pot comptar amb una sobrecàrrega operativa significativament menor, que afectarà positivament la massa de la seva estructura. A causa del fet que l'avió no experimenta sobrecàrregues en vol, la seva estructura no està subjecta a desgast per fatiga.
La disminució de la derivada de l'ala d'un avió d'aquest tipus s'aconsegueix de la mateixa manera que per al desestabilitzador de l'ànec "pseudo-paleta". Però el servo no actua sobre els ascensors, sinó sobre els flaperons de les ales. El flaperó és la part de l'ala que funciona com a aleró i flap. En aquest cas, com a conseqüència d'un canvi aleatori en l'angle d'atac de l'ala, l'augment de la seva sustentació es produeix al focus en termes de l'angle d'atac. I l'increment negatiu de l'elevació de l'ala com a resultat de la deflexió del flaperó per la servodirecció es produeix al focus al llarg de l'angle de deflexió del flaperó. I la distància entre aquests focus és gairebé igual a una quarta part de la corda aerodinàmica mitjana de l'ala. Com a resultat de l'acció del parell especificat de forces dirigides de manera diferent, es forma un moment desestabilitzador, que ha de ser compensat pel moment del desestabilitzador. En aquest cas, el desestabilitzador hauria de tenir una petita derivada negativa i el valor de la derivada de l'ala hauria de ser lleugerament superior a zero. S'ha obtingut la patent de RF núm. 2710955 per a aquest tipus d'avió.
La totalitat dels invents anteriors és probablement l'últim recurs informatiu aerodinàmic no utilitzat per augmentar l'eficiència econòmica de l'aviació subsònica en un terç o més.
Yuri Krasnov
LITERATURA
- D. Sobolev. Història del centenari de l'"ala voladora", Moscou, Rusavia, 1988, pàg. 100.
- Y. Krasnov. Patent RF núm. 2000251.
- A. Yurkonenko. Ànec alternatiu. Tècnica - joventut 2009-08. Pàgina 6-11
- V. Lapin. Quan volarà el "ànec de veleta"? Aviació General. 2011. Núm 8. Pàgina 38-41.
- Y. Krasnov. Patent RF núm. 2609644.
- Y. Krasnov. Patent RF núm. 2651959.
- Y. Krasnov. Patent RF núm. 2609620.
- Y. Krasnov. Patent RF núm. 2666094.
Font: www.habr.com