À a fini di l'anni trenta di u seculu passatu, l'invintori di u slat, Gustav Lachmann, prupostu d'equipà u senza coda cù un ala flottante libera posta davanti à l'ala. Questa ala era furnuta cù un servo-timone, cù l'aiutu di quale a so forza di elevazione era regulata. Hè servitu per cumpensà u mumentu di immersione di l'ala addiziale chì si trova quandu u flap hè liberatu. Siccomu Lachmann era un impiigatu di a cumpagnia Handley-Page, era u pruprietariu di a patente di sta suluzione tecnica è sottu à sta marca l'idea hè citata in a literatura tecnica. Ma ùn ci hè ancu una implementazione pratica di sta idea! Chì ghjè u mutivu?
Equilibrate pèrdite
L'ala di un aviò, chì crea l'elevazione, hà un accumpagnamentu, si pò dì, sottoproduttu negativu in a forma di un mumentu di immersione chì tende à mette l'aviò in una immersione. Per impediscenu à l'aviò di immersione, ci hè una piccula ala nantu à a so cuda - un stabilizzatore, chì impedisce sta immersione, creendu una forza negativa, vale à dì negativa. Sta cunfigurazione aerodinamica di l'aeronave hè chjamata "normale". Perchè l'elevazione di u stabilizzatore hè negativu, aghjunghje à a gravità di l'aviò, è l'ala deve avè un ascensore più grande di gravità.
A diffarenza trà sti forze hè chjamata pèrdite di equilibriu, chì ponu ghjunghje sin'à 20%.
Ma u primu aereo volante di i Fratelli Wright ùn hà micca avutu tali pèrdite, perchè l'ala chjuca - un destabilizzatore chì impedisce una immersione - ùn era micca postu daretu à l'ala, ma davanti. Stu disignu aerodinamicu di l'aeronave hè chjamatu "canard". È per impediscenu l'aviò di immersione, u destabilizzatore deve creà una forza di elevazione, vale à dì pusitiva. Hè aghjuntu à l'elevazione di l'ala, è questa somma hè uguale à a gravità di l'aeronave. In u risultatu, l'ala deve pruduce una forza di elevazione chì hè menu di a forza di gravità. È senza pèrdite per equilibriu!
Stabilizer è destabilizer sò cumminati in un termu - cuda horizontale o GO.
In ogni casu, cù u sviluppu massiu di a mecanizazione di l'ali di decollo è di sbarcu in i primi anni trenta di u seculu passatu, l'"anatra" perde stu vantaghju. L'elementu principalu di a mecanizazione hè u flap - a parte trasversale di l'ala chì hè deviata in u fondu. Doppia approssimativamente a forza di elevazione di l'ala, per via di quale hè pussibule di riduce a velocità durante l'atterrissimu è u decollo, risparmiendu cusì u pesu di u chassis. Ma u subproduttu in a forma di u mumentu di immersione quandu u flap hè liberatu aumenta à tale puntu chì u destabilizzatore ùn pò micca affruntà, ma u stabilizzatore ùn pò micca affruntà. Breaking ùn hè micca custruitu, in questu casu una forza pusitiva.
Per fà chì l'ala creà l'elevazione, deve esse orientata in un angulu à a direzzione di u flussu di l'aire chì vene. Stu angulu hè chjamatu l'angulu di l'attaccu è cum'è cresce, a forza di elevazione aumenta ancu, ma micca indefinitu, ma finu à un angulu criticu, chì varieghja da 15 à 25 gradi. Per quessa, a forza aerodinamica tutale ùn hè micca diretta strettamente in sopra, ma hè inclinata versu a cuda di l'aeronave. È pò esse scompostu in un cumpunente direttu strettamente in sopra - a forza di elevazione, è diretta in daretu - a forza di trascinamentu aerodinamica. U rapportu di lifting to drag force hè utilizatu per ghjudicà a qualità aerodinamica di l'aeronave, chì pò varià da 7 à 25.
U fenomenu chì travaglia in favore di u schema normale hè u bisellu di u flussu di l'aria daretu à l'ala, chì cunsiste in una deviazione di a direzzione di u flussu, u più grande u più grande l'elevazione di l'ala. Dunque, quandu u flap hè deviatu, per via di l'aerodinamica, l'angolu negativu attuale di l'attaccu di u stabilizzatore aumenta automaticamente è, in cunseguenza, a so forza di elevazione negativa.
Inoltre, una tale circustanza cum'è assicurà a stabilità longitudinale di u volu di l'aviò travaglia ancu in favore di u schema "normale" cumparatu cù u "canard". L'angolo di attaccu di un aviò pò esse cambiatu per via di i movimenti verticali di e masse d'aria. L'aviò sò cuncepiti cun stu fenomenu in mente è s'impegnanu à resistà i disturbi. Ogni superficia di l'aeronave hà un focus aerodinamicu - u puntu di applicazione di l'incrementu in l'elevazione quandu l'angolo di attaccu cambia. Se cunsideremu u risultatu di l'incrementu di l'ala è GO, allora l'aeronave hà ancu un focusu. Se u focu di l'aeronave hè daretu à u centru di massa, allora cù un incrementu aleatoriu di l'angolo di attaccu, l'incrementu di l'elevazione tende à inclina l'aeronave in modu chì l'angolo di attaccu diminuisce. È l'aviò torna à u so modu di volu precedente. In questu casu, in a cunfigurazione "normale", l'ala crea un momentu destabilizzante (per aumentà l'angulu di l'attaccu), è u stabilizzatore crea un momentu stabilizzante (per diminuisce l'angolo di attaccu), è l'ultime prevale da circa 10% . In un canard, u mumentu destabilizzante hè creatu da u destabilizzatore, è u mumentu stabilizzante, chì hè circa 10% più grande, hè creatu da l'ala. Per quessa, un aumentu di l'area è a spalla di a cuda horizontale porta à un incrementu di stabilità in u disignu normale è à a so diminuzione in u "canard". Tutti i mumenti agiscenu è sò calculati relative à u centru di massa di l'aviò (vede Fig. 1).
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Se u focu di l'aviò hè davanti à u centru di massa, allora cù un picculu aumentu casuale di l'angolo di attaccu aumenta ancu più è u pianu serà staticamente inestabile. Questa pusizioni relative di u focu è u centru di massa hè aduprata in i cumbattenti muderni per carricà u stabilizzatore è riceve micca un elevatu negativu, ma pusitivu. È u volu di l'aeronave hè assicuratu micca da l'aerodinamica, ma da un sistema di stabilità artificiale automatica duplicata quattru volte, chì "dirige" quandu l'aeronave si alluntanassi da l'angolo d'attaccu necessariu. Quandu l'automatizazione hè disattivata, l'aeronave principia à turnà a cuda prima, questu hè basatu nantu à a figura "Pugachev's Cobra", in u quale u pilotu spegne deliberatamente l'automatizazione è, quandu l'angolo di rotazione di a cuda necessariu hè righjuntu, spara un rocket in l'emisferu posteriore, è poi accende l'automatizazione di novu.
In ciò chì seguita, avemu cunsideratu solu l'aviò staticamente stabile, postu chì solu tali aerei ponu esse utilizati in l'aviazione civile.
A pusizioni relative di u focu di l'aeronave è u centru di massa carattirizza u cuncettu di "centring".
Siccomu u focu hè daretu à u centru di massa, a priscinniri di u mudellu, a distanza trà elli, chjamatu u marghjenu di stabilità, aumenta u bracciu GO in u mudellu normale è diminuite in u "canard".
U rapportu di l'armi di l'ala à u canard hè cusì chì a forza di lifting di u destabilizer à a deflection massima di l'elevatori hè aduprata cumpletamente quandu l'aviò hè purtatu à alti angoli d'attaccu. È serà mancatu quandu i flaps sò liberati. Per quessa, tutti i "anatre" di u famosu designer americanu Rutan ùn anu micca mecanizazione. U so aviò Voyager hè statu u primu in u mondu à vulà intornu à u globu senza atterri è rifornimentu in u 1986.
Un'eccezzioni hè u Beechcraft Starship, ma quì, per u scopu di utilizà flaps, hè stata utilizata un disignu assai cumplessu cù geometria di destabilizzatore variabile, chì ùn puderia micca esse purtatu à un statu riproducibile in serie, per quessa chì u prugettu hè statu chjusu.
U bracciu di l'ala dipende largamente da quantu aumenta a forza di elevazione di u destabilizzatore quandu u so angulu d'attaccu aumenta di un gradu; stu paràmetru hè chjamatu derivativu in quantu à l'angolo d'attaccu di u coefficient di portanza o solu u derivativu di u destabilizzatore. E, u più chjucu questu derivativu, u più vicinu à l'ala u centru di massa di l'aeronave pò esse piazzatu, per quessa, u più chjucu u bracciu d'ala serà. Per riduce stu derivativu, l'autore in u 1992 hà prupostu di implementà u destabilizzatore secondu un schema biplanu (2). Questu permette di riduce l'spalla di l'ala tantu chì eliminà l'ostaculu à aduprà un flap nantu à questu. In ogni casu, un effettu side si trova in a forma di un aumentu di a resistenza di u GO per via di u biplanu. Inoltre, ci hè una cumplicazione in u disignu di l'aeronave, postu chì hè necessariu di fabricà dui GO, è micca unu.
I culleghi anu indicatu chì a funzione "destabilizzatore di biplanu" era presente nantu à l'aviò di i Fratelli Wright, ma in l'invenzioni micca solu una nova funzione hè stata patentata, ma ancu un novu settore di funziunalità. I Wrights ùn avianu micca a funzione "flap". Inoltre, se l'inseme di caratteristiche di una nova invenzione hè cunnisciuta, allora per esse ricunnisciutu sta invenzione, almenu una funzione deve esse usata per novi scopi. I Wrights utilizanu biplanu per riduce u pesu di a struttura, è in l'invenzione descritta - per riduce u derivativu.
"Anatra di l'anatra"
Quasi dui dicennii fà, avemu ricurdatu l'idea di un "ànetra di vane" mintuatu à u principiu di l'articulu.
Utilizà una coda horizontale di girouette (FGO) cum'è destabilizzatore, chì hè custituitu da u destabilizzatore stessu, situatu in un asse perpendiculare à u fuselage, è cunnessu à u destabilizzatore di u servo timone. Un tipu d'aviò di un disignu normale, induve l'ala di l'aviò hè u destabilizzatore FGO, è u stabilizzatore di l'aviò hè u servo FGO. È questu aviò ùn vola, ma hè situatu nantu à un assi, è ellu stessu hè orientatu relative à u flussu chì vene. Cambiendu l'angulu negativu di l'attaccu di u servosteru, cambiamu l'angolo d'attaccu di u destabilizzatore relative à u flussu è, in cunseguenza, a forza di elevazione di u FGO durante u cuntrollu di pitch.
Quandu a pusizione di u volante servo resta invariata in quantu à u destabilizzatore, u FGO ùn risponde micca à i venti verticali, i.e. à i cambiamenti in l'angolo d'attaccu di l'aeronave. Dunque a so derivata hè zero. Basatu nantu à e nostre discussioni precedenti, questa hè una opzione ideale.
Quandu a prova di u primu aviò di u disignu "vane canard" cuncepitu da A. Yurkonenko (3) cù un FGO effittivamenti carricu, più di duie decine di avvicinamenti successi sò stati realizati. À u listessu tempu, sò stati scuperti segni chjaru di inestabilità di l'aeronautica (4).
"Super Resilience"
Paradossale cum'è pare, l'inestabilità di l'"anatra vane" hè una cunsequenza di a so "super stabilità". U mumentu stabilizzante di un canard classicu cù un GO fissu hè furmatu da u mumentu stabilizzante di l'ala è u mumentu destabilizzante di u GO chì contru. In l'anatra di u tempu, u FGO ùn participa micca à a furmazione di u mumentu stabilizzante, è hè furmatu solu da u mumentu stabilizzante di l'ala. Cusì, u mumentu stabilizzante di l'"anatra vane" hè apprussimatamente deci volte più grande di quellu di u classicu. Se l'angolo di l'attaccu aumenta accidintali, l'aeronave, sottu a influenza di un momentu stabilizzante eccessivu di l'ala, ùn torna micca à u so modu previ, ma "overshoots". Dopu à u "overshoot", l'aviò acquista un angulu di attaccu ridutta in paragunà à u modu precedente, cusì un momentu stabilizzante di un signu sfarente nasce, ancu eccessivu, è cusì l'auto-oscillazioni nascenu, chì u pilotu ùn hè micca capaci di estingue.
Una di e cundizioni per a stabilità hè a capacità di l'aeronave per neutralizà e cunsequenze di disturbi atmosferichi. Dunque, in l'absenza di disturbi, u volu satisfactoriu di un aviò inestabile hè pussibule. Questu spiega l'avvicinamenti successu di l'aviò YuAN-1. In a mo ghjuventù distante, l'autore hà avutu un casu quandu un novu mudellu di glider volava in a sera in cundizioni calme per un totale di almenu 45 minuti, dimustrà voli abbastanza satisfactori è dimustrava una inestabilità significativa - pitching alternatu cù immersione in u primu volu in ventu. tempu. Mentre u clima era calmu è ùn ci era micca disturbi, u glider hà dimustratu u volu satisfactoriu, ma u so aghjustamentu era instabile. Ùn ci era simpricimenti micca mutivu per esibisce sta inestabilità.
U CSF descrittu pò, in principiu, esse usatu in un "pseudo-duck". Un tali aviò hè essenzialmente un disignu "senza coda" è hà un allinamentu adattatu. È u so FGO hè adupratu solu per cumpensà u mumentu di immersione supplementu di l'ala chì si trova quandu a mecanizazione hè liberata. In a cunfigurazione di cruciera ùn ci hè micca carica nantu à u FGO. Cusì, u FGO in realtà ùn funziona micca in u modu operativu principale di volu, è per quessa u so usu in questa incarnazione hè improduttivu.
"KRASNOV-DUCK"
"Over-stabilità" pò esse eliminata aumentendu a derivativa di u CSF da zero à un livellu accettabile. Stu scopu hè rializatu per u fattu chì l'angolo di rotazione di u FGO hè significativamente menu di l'angolo di rotazione di u servo timone causatu da un cambiamentu di l'angolo di attaccu di l'aeronave (5). Per questu scopu, hè utilizatu un mecanismu assai simplice, mostratu in Fig. 2. FGO 1 è servo volante 3 sò incurvati nantu à l'assi OO1. Rods 4 è 6, attraversu cerniere 5,7, 9,10, cunnette FGO 1 è servo volante 3 cù rocker 8. Clutch 12 serve per cambià a durata di a barra 6 da u pilotu per u scopu di cuntrollu di pitch. A rotazione di u FGO 1 ùn hè micca realizatu per tuttu l'angolo di deflessione di u servo volante 3 relative à l'aviò quandu a direzzione di u flussu chì vene cambia, ma solu per a so parte proporzionale. Se a proporzione hè uguali à a mità, allora sottu à l'azzione di un flussu ascendente, chì porta à un aumentu di l'angulu di attaccu di l'aeronave da 2 gradi, l'angolo di attaccu attuale di u FGO aumenterà da solu 1 gradu. Per quessa, a derivata di u FGO serà duie volte più chjuca cumparatu cù u GO fissu. E linee tratteggiate indicanu a pusizione di FGO 1 è servo timone 3 dopu avè cambiatu l'angolo d'attaccu di l'aeronave. U cambiamentu di a proporzione è, per quessa, a determinazione di u valore di a derivativa pò esse facilmente realizatu scegliendu e distanze appropritate di e cerniere 5 è 7 à l'assi OO1.
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A riduzzione di u derivativu di u GO per via di piuma permette di mette u focu in ogni limiti, è daretu à u centru di massa di l'aeronave. Questu hè u cuncettu di misalignment aerodinamicu. Cusì, tutte e restrizioni à l'usu di a mecanizazione muderna di l'ala in a cunfigurazione di canard sò eliminate mentre mantene a stabilità statica.
"KRASNOV-FLUGER"
Tuttu hè bè! Ma ci hè un inconveniente. Affinché una forza di sollevamento positiva si verifichi su FGO 1, una forza di sollevamento negativa deve agire sul volante servo 3. Una analogia hè u layout normale di un aviò. Vale à dì, ci sò pèrdite per l'equilibriu, in questu casu l'equilibriu di u CSF. Per quessa, a manera di eliminà stu inconveniente hè u schema "duck". Pusemu u servo volante davanti à u FGO, cum'è mostra in Fig. 3.
U FGO travaglia cusì (6). In u risultatu di l'azzione di e forze aerodinamiche nantu à u FGO 1 è u servo volante 4, u FGO 1 hè stallatu spontaneamente à un certu angolo d'attaccu à a direzzione di u flussu chì vene. L'anguli d'attaccu di FGO 1 è servo timone 4 anu u stessu signu, per quessa, e forze di elevazione di sti superfici anu a listessa direzzione. Vale à dì, a forza aerodinamica di u servo timone 4 ùn riduce micca, ma aumenta a forza d'elevazione di u FGO 1. Per aumentà l'angulu di attaccu di l'aeronave, u pilotu cambia a spinta 6 in avanti, per via di quale u servo. timone 4 nantu à a cerniera 5 gira in senso orariu è l'angolo d'attaccu di u timone servo 4 aumenta. Questu porta à un aumentu di l'angolo di attaccu di FGO 1, vale à dì à un incrementu di a so forza di elevazione.
In più di u cuntrollu di pitch, a cunnessione realizata da a spinta 7 assicura un aumentu da zero à u valore necessariu di a derivativa di u FGO.
Assumimu chì l'aviò hà intrutu in un updraft è u so angulu d'attaccu hà aumentatu. In questu casu, u fasciu 2 gira in senso antiorario è e cerniere 9 è 8, in l'absenza di trazione 7, duveranu avvicinassi. La tige 7 empêche l'approche et tourne le volant servo 4 dans le sens des aiguilles d'une montre et augmente ainsi l'angle d'attaque.
Cusì, quandu a direzzione di u flussu chì vene cambia, l'angulu di attaccu di u servo volante 4 cambia, è u FGO 1 si mette spontaneamente in un angulu sfarente relative à u flussu è crea una forza di elevazione diversa. In questu casu, u valore di sta derivativa dipende da a distanza trà e cerniere 8 è 3, è ancu da a distanza trà e cerniere 9 è 5.
A FGO pruposta hè stata pruvata nantu à un mudellu di cordone elettricu di u circuitu di "ànetra", mentre chì a so derivativa paragunata à una GO fissa hè stata ridutta à a mità. A carica nantu à u FGO era 68% di quella per l'ala. L'obiettivu di a prova ùn era micca di ottene carichi uguali, ma di ottene precisamente una carica più bassa di u FGO cumparatu cù l'ala, postu chì se l'ottene, ùn serà micca difficiule d'ottene uguali. In "ducks" cù un GO fissu, a carica di l'empennage hè di solitu 20 - 30% più altu ch'è a carica di l'ala.
"L'aviò ideale"
Se a summa di dui numeri hè un valore constante, allora a summa di i so quatrati serà u più chjucu s'è sti numeri sò uguali. Siccomu a resistenza induttiva di una superficia di elevazione hè proporzionale à u quatratu di u so coefficient d'elevazione, u limitu più bassu di a resistenza di l'aeronautica serà in u casu quandu questi coefficienti di e duie superfici di elevazione sò uguali l'un à l'altru durante u volu di crociera. Un tali aviò deve esse cunsideratu "ideale". L'invenzioni "Krasnov-duck" è "Krasnov-weather vane" permettenu di rializà in a realtà u cuncettu di "aviò ideale" senza ricorrere à mantene artificialmente a stabilità da i sistemi automatichi.
Un paragone di l'"aviò ideale" cù un aviò mudernu di un disignu normale mostra chì hè pussibule di ottene un guadagnu di 33% in a carica cummerciale, mentre chì simultaneamente risparmià u 23% di carburante.
U FGO crea un elevatu massimu à l'anguli d'attaccu vicinu à u criticu, è questu modu hè tipicu per a fase di atterraggio di u volu. In questu casu, u flussu di particeddi di l'aria intornu à a superficia portante hè vicinu à u cunfini trà u normale è a stallazione. A disrupzione di u flussu da a superficia di u GO hè accumpagnata da una forte perdita di l'elevazione nantu à questu è, in cunseguenza, un intensu calatu di u nasu di l'aeronave, u chjamatu "pitch". Un casu indicativu di "peck" hè u disastru Tu-144 à Le Bourget, quandu hè colapsatu à a surtita di una immersione precisamente dopu a immersione. L'usu di u CSF prupostu permette di risolve facilmente stu prublema. Per fà questu, hè solu necessariu di limità l'angolo di rotazione di u servosteru relative à u FGO. In questu casu, l'angolo di attaccu attuale di u FGO serà limitatu è ùn diventerà mai uguali à u criticu.
"Stabilizzatore di banderuola"
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A quistione di utilizà FGO in un schema normale hè di interessu. Se ùn riduce micca, ma à u cuntrariu, aumenta l'angolo di rotazione di u FGO cumparatu cù u servo volante, cum'è mostra in Fig. 4, allura u derivativu di u FGO serà assai più altu cumparatu cù u stabilizzatore fissu (7).
Questu permette à u focu di l'aeronave è u centru di massa di trasfurmà significativamente in daretu. In u risultatu, a carica di cruciera di u stabilizzatore FGO diventa micca negativu, ma pusitivu. Inoltre, se u centru di massa di l'aeronave hè spustatu oltre u focu annantu à l'angolo di flap flap (u puntu di applicazione di l'incrementu in l'elevazione per via di flap flap), allora u stabilizzatore di piuma crea una forza di elevazione positiva in a cunfigurazione di atterraggio. .
Ma tuttu questu pò esse veru, sempre chì ùn pigliamu micca in contu l'effettu di u frenu è u bisellu di u flussu da a superficia di u cuscinettu davanti à l'arrière. Hè chjaru chì in u casu di un "anatra" u rolu di sta influenza hè assai menu. Per d 'altra banda, se u stabilizzatore "porta" nantu à i cumbattenti militari, allora perchè smetterà di "portà" in aerei civili?
"Piano Krasnov" o "anatra pseudo-vane"
A muntatura di u destabilizzatore, ancu s'ellu ùn hè micca radicalmente, complica ancu u disignu di l'aeronave. Risulta chì a riduzzione di u derivativu destabilizzatore pò esse ottenuta per mezu assai più prezzu.
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In Fig. A figura 4 mostra u destabilizzatore 1 di l'aviò prupostu rigidamente cunnessu à u fuselagiu (micca mostratu in u disegnu). Hè dotatu di un mezzu di cambià a so forza di elevazione in a forma di un volante 2, chì, utilizendu una cerniera 3, hè muntatu nantu à un supportu 4, cunnessu rigidamente à u destabilizzatore 1. Nantu à u listessu supportu 4, utilizendu una cerniera. 5, ci hè una barra 6, à l'estremità posteriore di a quale un servo volante 7 hè rigidamente attaccatu. cunnessu à a verga 6 per mezu di una cerniera 5. À a fine di a canna 8 ci hè una cerniera 9 chì cunnetta cù a leva 10 di u trimmer 10 di l'elevatore 11. In questu casu, u trimmer 12 hè muntatu nantu à a parte posteriore di u volante 13 cù una cerniera 2. Clutch 13 cambia a lunghezza di spinta 14 sottu u cuntrollu di u pilotu per u cuntrollu di pitch.
U destabilizer presentatu travaglia cusì. Se l'angolo di attaccu di l'aeronave aumenta accidintali, per esempiu, quandu entra in un updraft, u servo volante 7 hè deviatu in sopra, chì implica un cambiamentu di a spinta 10 à manca, i.e. avanti è porta à a deviazione di u trimmer 13 in giù, in u risultatu di quale l'elevatore 2 hè deviatu in sopra. A pusizione di u volante 2, u volante servo 7 è u trimmer 13 in a situazione descritta hè rapprisintata in u disegnu da linee tratteggiate.
In u risultatu, l'aumentu di a forza di elevazione di u destabilizzatore 1 per un aumentu di l'angolo di attaccu serà in una certa misura compensata da a deviazione ascendente di l'elevatore 2. U gradu di stu livellu dipende da u rapportu di l'anguli di deflessione di u volante servo 7 è u volante 2. È questu rapportu hè stabilitu da a durata di i palanchi 8 è 12. Quandu l'angolo di l'attaccu diminuite, l'elevatore 2 hè deviatu, è a forza d'elevazione di u destabilizzatore 1 aumenta, livellendu a diminuzione di l'angolo d'attaccu.
In questu modu, una diminuzione di u derivativu di u destabilizzatore hè ottinutu cumparatu cù u "ànetra" classicu.
A causa di u fattu chì u volante servo 7 è u trimmer 13 sò cunnessi cinematicamenti l'un à l'altru, si equilibranu. Sì stu equilibriu ùn hè micca abbastanza, allora hè necessariu include un pesu d'equilibriu in u disignu, chì deve esse piazzatu sia à l'internu di u volante servo 7 sia nantu à l'estensione di a barra 6 davanti à a cerniera 5. L'elevatore 2 deve esse. ancu esse equilibratu.
Siccomu a derivativa riguardu à l'angolo di attaccu di a superficia di cuscinettu hè apprussimatamente duie volte più grande ch'è a derivativa in quantu à l'angolo di deviazione di u flap, allora quandu l'angolo di deviazione di u timone 2 hè duie volte più altu di l'angulu. di deflection di u servo timone 7, hè pussibule di ottene un valore di u derivativu di u destabilizer vicinu à cero.
U servo timone 7 hè uguale in area à u trimmer 13 di l'altezza di u timone 2. Vale à dì, l'aghjunzione à u disignu di l'aeronautica sò assai chjuchi in grandezza è u complicanu insignificante.
Cusì, hè abbastanza pussibule di ottene i stessi risultati cum'è u "vane canard" cù solu tecnulugii tradiziunali di pruduzzione di l'aeronautica. Dunque, un aviò cù un tali destabilizzatore pò esse chjamatu "anatra pseudo-vane". Una patente hè stata ricevuta per questa invenzione cù u nome "Plan Krasnov" (8).
"Un aviò chì ignora a turbulenza"
Hè assai cunsigliatu di cuncepisce un aviò in u quale e superfici di elevazione di fronte è posteriore anu una derivativa tutale uguale à zero.
Un tali aviò ignurà quasi completamente i flussi verticali di massa d'aria, è i so passageri ùn si sentenu micca "chatter" ancu cù turbulenza intensa in l'atmosfera. E, postu chì i flussi verticali di e massi d'aria ùn portanu micca à a sopracarga di l'aeronave, pò esse cuntatu per avè una sopracarga operativa significativamente più bassa, chì avarà un effettu pusitivu nantu à u pesu di a so struttura. A causa di u fattu chì l'aeronave ùn hà micca sperienze sovraccarichi durante u volu, u so airframe ùn hè micca sottumessu à l'usura di fatigue.
A riduzzione di u derivativu di l'ala di un tali aviò hè ottinutu in u listessu modu per u destabilizer in un "pseudo-vane canard". Ma u servo ùn agisce micca nantu à l'elevatori, ma nantu à i flaperons d'ala. Flaperon hè una parte di l'ala chì funziona cum'è un alerone è un flap. In questu casu, com'è u risultatu di un cambiamentu aleatoriu in l'angolo di attaccu di l'ala, a so forza di elevazione aumenta à u focu annantu à l'angolo d'attaccu. Et un accroissement négatif de la force de portance de l'aile résultant de la déviation du flaperon par le gouvernail servo se produit au foyer le long de l'angle de déflexion du flaperon. È a distanza trà questi foci hè quasi uguali à un quartu di l'accordu aerodinamicu mediu di l'ala. In u risultatu di l'azzione di stu paru di forze multidirezzione, hè furmatu un momentu destabilizzante, chì deve esse cumpensu da u mumentu di u destabilizer. In questu casu, u destabilizer deve avè una piccula derivativa negativa, è u valore di u derivativu di l'ala deve esse ligeramente più grande di cero. A patente RF N ° 2710955 hè stata ricevuta per un tali aviò.
U settore di invenzioni presentati rapprisenta, prubabilmente, l'ultima risorsa aerodinamica d'informazioni inutilizata per aumentà l'efficienza ecunomica di l'aviazione subsonica da un terzu o più.
Yuri Krasnov
LITERATURA
- D. Sobolev. Storia centenaria di l'"ala volante", Mosca, Rusavia, 1988, p. 100.
- Yu. Krasnov. Brevettu RF N ° 2000251.
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