Ein Flugzeug mit aerodynamisch versetztem Schwerpunkt

Der Erfinder des Vorflügels Gustav Lachmann schlug Ende der dreißiger Jahre des letzten Jahrhunderts vor, das Leitwerk eines flügellosen Flugzeugs mit einem frei schwebenden Flügel, der vor dem Hauptflügel angeordnet ist, auszustatten. Dieser Flügel war mit einem Servoruder ausgestattet, mit dem seine Auftriebskraft reguliert wurde. Er diente zur Kompensation des zusätzlichen Eintauchmoments des Hauptflügels, das beim Ausfahren des Spoilers auftritt. Da Lachmann ein Mitarbeiter der Firma Handley Page war, besaß diese das Patent für diese technische Lösung, und unter dieser Marke wird die genannte Idee in der technischen Literatur erwähnt. Aber eine praktische Umsetzung dieser Idee gibt es bis heute nicht! Was ist der Grund dafür?

Ausgleichsverluste

Der Flügel eines Flugzeugs, der Auftrieb erzeugt, hat einen begleitenden, man könnte sagen, negativen Nebeneffekt in Form eines Eintauchmoments, das das Flugzeug zum Eintauchen bringt. Damit das Flugzeug nicht eintaucht, befindet sich am Heck ein kleines Flugzeug – ein Stabilizer, der diesem Eintauchen entgegenwirkt, indem er eine nach unten gerichtete, das heißt negative, Auftriebskraft erzeugt. Eine solche aerodynamische Konfiguration eines Flugzeugs wird als "normal" bezeichnet. Da die Auftriebskraft des Stabilizers negativ ist, summiert sie sich mit der Gewichtskraft des Flugzeugs, und der Flügel muss eine Auftriebskraft erzeugen, die größer ist als die Gewichtskraft.

Die Differenz dieser Kräfte wird als Ausgleichsverluste bezeichnet, die bis zu 20 % betragen können.
Aber das erste flugfähige Flugzeug der Gebrüder Wright hatte solche Verluste nicht, weil das kleine Flügelchen – der Destabilizer, das das Eintauchen verhindert – nicht hinter dem Flügel, sondern vor ihm angebracht war. Eine solche aerodynamische Konfiguration eines Flugzeugs wird als "Ente" bezeichnet. Und um das Eintauchen des Flugzeugs zu verhindern, muss der Destabilizer eine nach oben gerichtete, das heißt positive, Auftriebskraft erzeugen. Diese summiert sich mit der Auftriebskraft des Flügels, und diese Summe ist gleich der Gewichtskraft des Flugzeugs. Infolgedessen muss der Flügel eine Auftriebskraft erzeugen, die geringer ist als die Gewichtskraft. Und es gibt keine Ausgleichsverluste!

Stabilizer und Destabilizer werden unter dem gemeinsamen Begriff – horizontale Leitwerke oder HL – zusammengefasst.
Mit der massiven Entwicklung der Flugzeugmechanisierung der Tragflächen zu Beginn der 30er Jahre des letzten Jahrhunderts hat das „Duck“-Design seinen entsprechenden Vorteil verloren. Das Hauptelement der Mechanisierung ist das Querruder – der nach unten abgelehnte hintere Teil der Tragfläche. Es erhöht den Auftrieb der Tragfläche um etwa das Doppelte, wodurch die Geschwindigkeit beim Starten und Landen verringert werden kann, was wiederum das Gewicht des Fahrwerks reduziert. Allerdings steigt das Nebenprodukt in Form des abfallenden Moments beim Ausfahren des Querruders so stark an, dass der Dämpfer damit nicht mehr zurechtkommt, während der Stabilisierungseffekt funktioniert. Zerschlagen ist nicht gebaut, in diesem Fall eine positive Kraft.

Damit die Tragfläche Auftrieb erzeugen kann, muss sie in einem bestimmten Winkel zur Richtung des entgegenströmenden Luftstroms ausgerichtet sein. Dieser Winkel wird als Anstellwinkel bezeichnet und mit seinem Anstieg erhöht sich auch der Auftrieb, jedoch nicht unbegrenzt, sondern bis zu einem kritischen Winkel, der zwischen 15 und 25 Grad liegt. Daher ist die gesamte aerodynamische Kraft nicht exakt nach oben gerichtet, sondern zum Heck des Flugzeugs geneigt. Diese kann in die streng nach oben gerichtete Komponente – den Auftrieb – und die nach hinten gerichtete Komponente – den aerodynamischen Widerstand – zerlegt werden. Das Verhältnis des Auftriebs zum Widerstand beurteilt die aerodynamische Qualität des Flugzeugs, die zwischen 7 und 25 liegen kann.

Für das normale Schema spricht ein Phänomen wie der Strömungsabfall hinter der Tragfläche, der sich in einer nach unten gerichteten Ablenkung der Strömungsrichtung äußert, die umso stärker ist, je größer der Auftrieb der Tragfläche ist. Daher führt die Ablenkung des Querruders aufgrund der Aerodynamik automatisch zu einem Anstieg des effektiven negativen Anstellwinkels des Stabilisators und folglich zu seiner negativen Auftriebskraft.

Darüber hinaus spricht auch das Thema der Längsstabilität des Fluges für das "normale" Schema im Vergleich zum "Duck"-Schema. Der Anstellwinkel des Flugzeugs kann durch vertikale Bewegungen von Luftmassen verändert werden. Flugzeuge werden unter Berücksichtigung dieses Phänomens entworfen und streben danach, Störungen entgegenzuwirken. Jede Oberfläche des Flugzeugs hat einen aerodynamischen Fokus – einen Punkt, an dem sich die Änderung des Auftriebs bei Veränderung des Anstellwinkels entfaltet. Wenn man die resultierende Kraft aus dem Flügel und dem Horizontalstabilisator betrachtet, hat das Flugzeug ebenfalls einen Fokus. Wenn der Fokus des Flugzeugs hinter dem Schwerpunkt liegt, dann tendiert bei einer zufälligen Erhöhung des Anstellwinkels die Auftriebsänderung dazu, das Flugzeug so zu kippen, dass der Anstellwinkel verringert wird. Und das Flugzeug kehrt in seinen ursprünglichen Flugmodus zurück. Bei der "normalen" Konfiguration erzeugt der Flügel ein destabilisierendes Moment (bei Erhöhung des Anstellwinkels), während der Stabilisator ein stabilisierendes Moment (bei Verringerung des Anstellwinkels) erzeugt, das etwa 10 % überwiegt. Im "Duck"-Schema hingegen erzeugt der Destabilisator das destabilisierende Moment, während der stabilisierende Moment, der etwa 10 % stärker ist, das Hauptmoment des Flügels ist. Daher führt eine Vergrößerung der Fläche und des Hebels des horizontalen Stabilisierungselements zu einer Erhöhung der Stabilität im normalen Schema und zu einer Verringerung im "Duck"-Schema. Alle Momente wirken und werden relativ zum Schwerpunkt des Flugzeugs betrachtet (siehe Abb. 1).

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Wenn der Schwerpunkt des Flugzeugs vor dem Massenschwerpunkt liegt, dann führt eine zufällige leichte Erhöhung des Anstellwinkels zu einer weiteren Erhöhung, wodurch das Flugzeug statisch instabil wird. Diese Position von Schwerpunkt und Massenschwerpunkt wird in modernen Kampfjets genutzt, um den Höhenleitwerksstab zu beladen und eine positive Auftriebskraft zu erzielen. Der Flug des Flugzeugs wird nicht durch Aerodynamik, sondern durch ein vierfach redundantes automatisches System zur künstlichen Stabilität gewährleistet, das die Steuerung übernimmt, wenn das Flugzeug von dem erforderlichen Anstellwinkel abweicht. Wenn die Automatik ausgeschaltet wird, beginnt das Flugzeug, sich mit dem Heck nach vorne zu drehen, was die Figur „Kobra von Pugatschow“ ermöglicht, bei der der Pilot absichtlich die Automatik abschaltet und beim Erreichen des erforderlichen Schwanzwinkels eine Rakete in den hinteren Halbraum abfeuert, bevor er die Automatik wieder einschaltet.
In der Folge betrachten wir nur statisch stabile Flugzeuge, da nur solche Flugzeuge in der zivilen Luftfahrt verwendet werden können.

Die gegenseitige Lage des Schwerpunkts des Flugzeugs und des Massenschwerpunkts charakterisiert das Konzept "Triangulation".
Da der Schwerpunkt hinter dem Massenschwerpunkt liegt, unabhängig von der Bauart, erhöht der Abstand zwischen ihnen, der als Stabilitätsreserve bezeichnet wird, das Arm des Schwerpunkts in der normalen Bauart und verringert es in der "Ente".

Das Verhältnis zwischen der Tragflächenlänge und dem Schwerpunkt in der "Ente" ist so, dass die Auftriebskraft des Stabilisierungselements bei maximaler Ausschlagung des Höhenruders vollständig genutzt wird, wenn das Flugzeug in große Anstellwinkel gebracht wird. Diese wird jedoch nicht ausreichen, wenn die Klappen ausgefahren werden. Daher verfügen alle "Enten" des berühmten amerikanischen Konstrukteurs Rutan über keinerlei Mechanisierung. Sein Flugzeug "Voyager" umflog 1986 als erstes der Welt ohne Landung und ohne Betankung den Erdball.

Eine Ausnahme bildet die Beechcraft "Starship", bei der zur Verwendung der Klappen eine sehr komplexe Konstruktion mit variabler Geometrie des Stabilisierungselements eingesetzt wurde, die jedoch nicht in einen serienmäßig reproduzierbaren Zustand gebracht werden konnte, weshalb das Projekt eingestellt wurde.
Der Hebel des Flügels hängt stark davon ab, wie stark die Hebekraft des Dilettanten bei einer Erhöhung seines Anstellwinkels um ein Grad zunimmt. Dieses Maß wird als Ableitung des Auftriebskoeffizienten nach dem Anstellwinkel bezeichnet oder einfach als Ableitung des Dilettanten. Je geringer diese Ableitung ist, desto näher kann der Schwerpunkt des Flugzeugs an den Flügel platziert werden, was bedeutet, dass der Hebel des Flügels kleiner ist. Um diese Ableitung zu reduzieren, schlug der Autor im Jahr 1992 vor, den Dilettanten nach einem Doppeldecker-Schema (2) zu gestalten. Dies ermöglicht eine so starke Verringerung des Hebels des Flügels, dass das Hindernis für die Verwendung eines Klappenmechanismus beseitigt wird. Allerdings tritt ein Nebeneffekt in Form einer Erhöhung des Widerstands des Doppeldeckers auf. Darüber hinaus wird die Konstruktion des Flugzeugs komplizierter, da tatsächlich zwei Dilettanten und nicht nur einer hergestellt werden müssen.

Kollegen wiesen darauf hin, dass das Merkmal „Doppeldecker-Dilettant“ bei den Brüdern Wright vorhanden ist, aber in Erfindungen wird nicht nur ein neues Merkmal patentiert, sondern auch eine neue Kombination von Merkmalen. Bei den Wrights fehlte das Merkmal „Klappe“. Zudem, wenn die Kombination von Merkmalen einer neuen Erfindung bekannt ist, muss mindestens ein Merkmal für die Anerkennung dieser Erfindung in neuen Zwecken verwendet werden. Bei den Wrights wurde die Doppeldeckerstruktur verwendet, um das Gewicht der Konstruktion zu reduzieren, während in der beschriebenen Erfindung die Ableitung vermindert werden soll.

„Wetterfahne-Ente“

Vor fast zwei Jahrzehnten wurde an die Idee der „Wetterfahne-Ente“ erinnert, die zu Beginn des Artikels erwähnt wurde.

In ihr wird als Dilettant ein wetterfester horizontales Leitwerk — FGO verwendet, das aus dem eigentlichen Dilettanten besteht, der schwenkbar auf einer Achse angebracht ist, die senkrecht zum Rumpf steht, und mit dem Dilettanten verbunden ist. Eine Art kleines Flugzeug normaler Bauweise, bei dem der Flügel des Flugzeugs – der Dilettant FGO ist und der Stabilisator des Flugzeugs – das Servoleitwerk FGO. Und dieses kleine Flugzeug fliegt nicht, sondern ist auf einer Achse montiert und orientiert sich selbst relativ zum Luftstrom. Indem wir den negativen Anstellwinkel des Servoleitwerks ändern, verändern wir den Anstellwinkel des Dilettanten relativ zum Strom und folglich die Hebekraft des FGO bei der Steuerung des Nickens.

In unverändertem Zustand des Servoruderns im Verhältnis zum Destabilisierungselement reagiert das FGO nicht auf Senkrechtwindstöße, d.h. auf Änderungen des Anstellwinkels des Flugzeugs. Daher ist seine Ableitung gleich null. Aus unseren bisherigen Überlegungen – eine ideale Lösung.

Bei der Erprobung des ersten Flugzeugs mit dem Schema "Windfahne" des Konstrukteurs A. Jurkoneko (3) mit effektiv belastetem FGO wurden über zwei Dutzend erfolgreiche Anflüge durchgeführt. Gleichzeitig traten offensichtliche Anzeichen für die Instabilität des Flugzeugs auf (4).

„Überstabilität“

So paradox es auch klingt, die Instabilität der "Windfahne" ist eine Folge ihrer "Überstabilität". Das stabilisierende Moment der klassischen Ente mit festem CG entsteht aus dem stabilisierenden Moment des Flügels und dem entgegenwirkenden destabilisierenden Moment des CG. Bei der Windfahne nimmt das FGO nicht an der Bildung des stabilisierenden Moments teil, und es wird nur aus dem stabilisierenden Moment des Flügels gebildet. Somit ist das stabilisierende Moment bei der "Windfahne" etwa zehnmal größer als bei der klassischen Ente. Bei einer zufälligen Erhöhung des Anstellwinkels kehrt das Flugzeug aufgrund des übermäßigen stabilisierenden Moments des Flügels nicht in den vorherigen Zustand zurück, sondern "überspringt" ihn. Nach dem "Überspringen" hat das Flugzeug einen verringerten Anstellwinkel im Vergleich zum vorherigen Zustand, wodurch ein stabilisierendes Moment entgegengesetzter Polarität entsteht, ebenfalls übermäßig, und so treten Selbstschwingungen auf, die der Pilot nicht abzudämpfen vermag.

Eine der Bedingungen für die Stabilität ist die Fähigkeit des Flugzeugs, die Auswirkungen von atmosphärischen Störungen auszugleichen. Daher ist ein zufriedenstellender Flug eines instabilen Flugzeugs bei Abwesenheit von Störungen möglich. Dies erklärt die erfolgreichen Anflüge des Flugzeugs JUAN-1. In der fernen Jugend hatte der Autor einen Fall, bei dem ein neues Segelflugzeug abends bei Windstille insgesamt nicht weniger als 45 Minuten flog, dabei völlig zufriedenstellende Flüge zeigte und eine ausgeprägte Instabilität aufwies – ein Höhenflug wechselte sich im ersten Flug bei windigem Wetter mit einem Sturzflug ab. Solange das Wetter ruhig war und keine Störungen auftraten, zeigte das Segelflugzeug einen zufriedenstellenden Flug, aber die Regelung war instabil. Es gab einfach keinen Grund, diese Instabilität zu zeigen.

Die beschriebene FGO kann im Prinzip in der „Pseudo-Ente“ verwendet werden. Dieses Flugzeug ist im Wesentlichen ein „schwanzloses“ Design und hat eine entsprechende Schwerpunktlage. Die FGO wird nur zur Kompensation des zusätzlichen nicken verursachenden Moments der Tragfläche verwendet, das beim Ausfahren der Mechanisierung auftritt. In der Kreuzkonfiguration wirkt keine Last auf die FGO. Somit arbeitet die FGO im Hauptbetriebsmodus des Fluges tatsächlich nicht, wodurch ihre Verwendung in dieser Variante wenig produktiv ist.

„KRASNOV-ENTE“

Die „Überstabilität“ kann durch Erhöhung der FGO-Ableitung von null auf ein akzeptables Niveau beseitigt werden. Das gesetzte Ziel wird erreicht, indem der Drehwinkel der FGO wesentlich kleiner ist als der Drehwinkel des Servoruders, der durch die Änderung des Anstellwinkels des Flugzeugs verursacht wird (5). Dazu dient ein recht einfacher Mechanismus, der in Abb. 2 dargestellt ist. FGO 1 und Servoruder 3 sind schwenkbar um die Achse OO1 angeordnet. Die Stangen 4 und 6 verbinden über die Gelenke 5, 7, 9, 10 die FGO 1 und das Servoruder 3 mit der Welle 8. Die Kupplung 12 dient dazu, die Länge der Stange 6 vom Piloten zu ändern, um die Nicksteuerung zu ermöglichen. Die Drehung der FGO 1 erfolgt nicht über den gesamten Ablenkungswinkel des Servoruders 3 im Vergleich zur LTA bei Änderung der Richtung des Anströmens, sondern lediglich über einen proportionalen Teil davon. Wenn das Verhältnis halb so groß ist, erhöht sich bei einem aufsteigenden Strom, der den Anstellwinkel der LTA um 2 Grad erhöht, der tatsächliche Anstellwinkel der FGO nur um 1 Grad. Entsprechend ist die Ableitung der FGO im Vergleich zur festen GO um den Faktor zwei geringer. Die gestrichelten Linien zeigen die Position der FGO 1 und des Servoruders 3 nach der Änderung des Anstellwinkels der LTA. Die Änderung des Verhältnisses und somit die Bestimmung der Größe der Ableitung lässt sich leicht erreichen, indem die entsprechenden Abstände der Gelenke 5 und 7 zur Achse OO1 gewählt werden.

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Die Verringerung der Ableitung der GO durch Flügelflug ermöglicht es, den Fokus in beliebigen Abständen zu platzieren, und damit auch den Schwerpunkt des Flugzeugs. Darin besteht das Konzept der aerodynamischen Verschiebung der Schwerpunktlage. So werden alle Einschränkungen für die Verwendung moderner Tragflächenmechanisierung im „Ente“-Design aufgehoben, während die statische Stabilität erhalten bleibt.

„KRASNOV-FLÜGEL“

Alles ist wunderbar! Aber es gibt einen kleinen Mangel. Damit auf der FGO 1 eine positive Auftriebskraft entsteht, muss auf dem Servohorn 3 eine negative Auftriebskraft wirken. Die Analogie ist das normale Flugzeugdesign. Das heißt, es gibt Verluste bei der Balance, in diesem Fall bei der Balance der FGO. Daher ist der Weg zur Behebung dieses Mangels das „Enten“-Schema. Wir platzieren das Servohorn vor der FGO, wie in Abbildung 3 gezeigt.

Die FGO funktioniert wie folgt (6). Aufgrund der aerodynamischen Kräfte, die auf die FGO 1 und das Servohorn 4 wirken, stellt sich die FGO 1 spontan unter einem bestimmten Anstellwinkel zur Richtung des Gegenstroms ein. Die Anstellwinkel der FGO 1 und des Servohorns 4 haben das gleiche Vorzeichen, daher werden auch die Auftriebskräfte dieser Flächen die gleiche Richtung haben. Das heißt, die aerodynamische Kraft des Servohorns 4 verringert nicht, sondern erhöht die Auftriebskraft der FGO 1. Um den Anstellwinkel des Flugzeugs zu erhöhen, verschiebt der Pilot die Zugkraft 6 nach vorne, wodurch sich das Servohorn 4 am Gelenk 5 im Uhrzeigersinn dreht und der Anstellwinkel des Servohorns 4 erhöht wird. Dies führt zu einer Erhöhung des Anstellwinkels der FGO 1, d.h. zu einer Erhöhung ihrer Auftriebskraft.
Neben der Steuerung über die Nickbewegung sorgt die Verbindung, die durch die Zugkraft 7 hergestellt wird, dafür, dass der Ableitungswert der FGO von null auf den erforderlichen Betrag erhöht wird.

Nehmen wir an, das Flugzeug ist in einen Aufwind geraten und sein Anstellwinkel hat sich erhöht. In diesem Fall dreht sich der Balken 2 gegen den Uhrzeigersinn und die Gelenke 9 und 8 müssten sich ohne die Zugkraft 7 nähern. Die Zugkraft 7 verhindert das Näherrücken und dreht das Servohorn 4 im Uhrzeigersinn, wodurch sich dessen Anstellwinkel erhöht.

Somit ändert sich beim Wechsel der Richtung des Gegenstroms der Anstellwinkel des Servohorns 4, und die FGO 1 stellt sich spontan unter einem anderen Winkel zum Strom und erzeugt eine andere Auftriebskraft ein. Dabei hängt der Betrag der genannten Ableitung von der Entfernung zwischen den Gelenken 8 und 3 sowie von der Entfernung zwischen den Gelenken 9 und 5 ab.

Das vorgeschlagene FGO wurde an einem Elektrokordmodell des „Ente“-Schemas überprüft, wobei seine Ableitung im Vergleich zu dem feststehenden GO um das Zweifache reduziert wurde. Die Belastung des FGO betrug 68 % im Vergleich zur Belastung des Flügels. Ziel der Prüfung war nicht die Erzielung gleicher Belastungen, sondern die absichtliche geringere Belastung des FGO im Vergleich zum Flügel, da es, wenn dies erreicht wird, leicht ist, gleiche zu erreichen. Bei „Enten“ mit feststehendem GO übersteigt die Belastung der Fläche üblicherweise um 20 – 30 % die Belastung des Flügels.

„Ideales Flugzeug“

Wenn die Summe zweier Zahlen eine konstante Größe ist, ist die Summe ihrer Quadrate am kleinsten, wenn die Zahlen gleich sind. Da der induktive Widerstand der Tragfläche proportional zum Quadrat ihres Auftriebskoeffizienten ist, wird die niedrigste Widerstandsgrenze des Flugzeugs erreicht, wenn diese Koeffizienten beider Tragflächen im Reisemodus gleich sind. Ein solches Flugzeug sollte als „ideal“ betrachtet werden. Die Erfindungen „Krasnov-Ente“ und „Krasnov-Wetterfahne“ ermöglichen es, das Konzept des „idealen Flugzeugs“ zu verwirklichen, ohne auf künstliche Stabilitätsunterstützung durch automatische Systeme zurückgreifen zu müssen.

Der Vergleich des „idealen Flugzeugs“ mit modernen Flugzeugen des normalen Schemas zeigt, dass man 33 % Gewinn an kommerzieller Nutzlast bei gleichzeitigem Kraftstoffeinsparung von 23 % erzielen kann.

Das FGO erzeugt maximalen Auftrieb bei Angriffswinkeln, die nahe am kritischen Punkt liegen, und dieser Modus ist charakteristisch für die Landephase des Fluges. Dabei ist der Luftstrom über die Tragfläche nahe an der Grenze zwischen normalem und abgerissenem Strom. Der Ablösungsstrom von der Oberfläche des GO geht mit einem abrupten Verlust des Auftriebs einher, was als Folge ein intensives Absenken der Nase des Flugzeugs mit sich bringt, das sogenannte „Nicken“. Ein aussagekräftiger Fall des „Nickens“ ist das Unglück der Tu-144 in Le Bourget, als sie genau nach dem Nicken beim Verlassen des Sturzfluges zerbrach. Die Anwendung des vorgeschlagenen FGO ermöglicht es, dieses Problem leicht zu lösen. Dazu ist es lediglich erforderlich, den Drehwinkel des Servo-Ruders relativ zum FGO zu begrenzen. In diesem Fall wird der tatsächliche Angriffswinkel des FGO begrenzt und kann niemals gleich dem kritischen werden.

„Wetterfahnen-Stabilisator“

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Die Verwendung von FGO in einem normalen Schema ist interessant. Wenn der Winkel der FGO-Drehung im Vergleich zum Servoschub nicht verringert, sondern erhöht wird, wie in Abb. 4 dargestellt, wird die Ableitung der FGO im Vergleich zum festen Stabilizer (7) viel höher sein.

Dies ermöglicht eine signifikante Verschiebung des Schwerpunkts und des Massenzentrums des Flugzeugs nach hinten. Infolgedessen wird die Kreuzlast des FGO-Stabilisators nicht negativ, sondern positiv. Darüber hinaus, wenn das Massenzentrum des Flugzeugs hinter dem Fokus im Abweichungswinkel des Klappens liegt (der Punkt, an dem die Erhöhung der Auftriebskraft durch die Klappenbewegung wirkt), erzeugt der Flügeldifferenzialstabilisator auch in der Landekonfiguration positiven Auftrieb.

Aber all das gilt möglicherweise nur, solange wir den Einfluss der Bremsen und der Strömungsabweichung von der vorderen Tragfläche zur hinteren nicht berücksichtigen. Es ist klar, dass die Rolle dieses Einflusses im Fall der "Ente" viel geringer ist. Andererseits, wenn der Stabilisator bei Militärjägern "trägt", warum sollte er dann bei zivilen Flugzeugen aufhören zu "tragen"?

"Krasnow-Plan" oder "Pseudo-Flaggenente"

Die gelenkige Verbindung des Destabilisators macht zwar nicht das gesamte Design des Flugzeugs komplizierter, aber dennoch kompliziert es es. Es stellt sich heraus, dass die Ableitung des Destabilisators mit deutlich einfacheren Mitteln reduziert werden kann.

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In Abb. 4 ist der starr mit dem Rumpf verbundenen (im nicht dargestellten Diagramm) Destabilisator 1 des vorgeschlagenen Fluggeräts dargestellt. Er ist mit einem verstellbaren Auftriebsmechanismus in Form eines Höhenruders 2 ausgestattet, das mit einem Gelenk 3 an einer Halterung 4 befestigt ist, die fest mit dem Destabilisator 1 verbunden ist. An derselben Halterung 4 ist mit Hilfe eines Gelenks 5 eine Stange 6 angebracht, an deren hinterem Ende das Servoruder 7 fest fixiert ist. Am vorderen Ende der Stange 6, in der Nähe des Gelenks 5, ist der Hebel 8 fest fixiert, dessen oberes Ende über ein Gelenk 9 mit dem Zug 10 verbunden ist. Am hinteren Ende des Zuges 10 befindet sich das Gelenk 11, das ihn mit dem Hebel 12 des Trimms 13 des Höhenruders 2 verbindet. Dabei ist der Trimms 13 mittels eines Gelenks 14 an der hinteren Fläche des Höhenruders 2 befestigt. Das Kupplungselement 15 ändert die Länge des Zuges 10 unter der Kontrolle des Piloten zur Steuerung des Nickwinkels.

Der präsentierte Destabilisator funktioniert folgendermaßen. Bei plötzlicher Erhöhung des Anstellwinkels des Fluggeräts, zum Beispiel beim Eintritt in einen Aufwind, neigt sich das Servoruder 7 nach oben, was zu einer Verschiebung des Schubs 10 nach links führt, d.h. nach vorne, und bewirkt eine Absenkung des Trimms 13, wodurch das Höhenruder 2 nach oben ausschlägt. Die Position des Höhenruders 2, des Servoruders 7 und des Trimms 13 in der beschriebenen Situation ist auf der Zeichnung mit gestrichelten Linien dargestellt.

Infolgedessen wird die Erhöhung der Auftriebskraft des Destabilisators 1 aufgrund des Anstellwinkels bis zu einem gewissen Grad durch das Aufschwingen des Höhenruders 2 ausgeglichen. Das Maß dieser Ausgleichung hängt vom Verhältnis der Ausschlagwinkel des Servoruders 7 und des Höhenruders 2 ab. Dieses Verhältnis wird durch die Längen der Hebel 8 und 12 bestimmt. Bei verringertem Anstellwinkel schlägt das Höhenruder 2 nach unten aus, und die Auftriebskraft des Destabilisators 1 nimmt zu, wodurch die Verringerung des Anstellwinkels ausgeglichen wird.

Auf diese Weise wird eine Verringerung der Ableitung des Destabilisators im Vergleich zur klassischen „Ente“ erreicht.

Da das Servoruder 7 und der Trimms 13 kinematisch miteinander verbunden sind, gleichen sie sich gegenseitig aus. Wenn diese Ausgleichung nicht ausreicht, ist es notwendig, ein Ausgleichsgewicht in die Konstruktion aufzunehmen, das entweder innerhalb des Servoruders 7 oder entlang der Stange 6 vor dem Gelenk 5 angebracht werden muss. Das Höhenruder 2 muss ebenfalls ausbalanciert werden.

Da die Ableitung nach dem Anstellwinkel der Tragfläche etwa doppelt so hoch ist wie die Ableitung nach dem Ausschlagwinkel des Landeklappen, kann bei einer doppelten Überschreitung des Ausschlagwinkels des Höhenruders 2 im Vergleich zum Ausschlagwinkel des Servoruders 7 ein Wert der Ableitung des Destabilisators nahe null erreicht werden.

Das Servoruder 7 hat die gleiche Fläche wie der Trimms 13 des Höhenruders 2. Das heißt, die Zusätze in der Konstruktion des Flugzeugs sind relativ klein und verkomplizieren das Design vernachlässigbar.

Somit ist es durchaus möglich, die gleichen Ergebnisse wie bei der „Windfahnenente“ zu erzielen, indem man lediglich traditionelle Flugzeugbautechnologien verwendet. Daher kann ein Flugzeug mit einem solchen Destabilisator als „pseudo-Windfahnenente“ bezeichnet werden. Auf diese Erfindung wurde ein Patent mit dem Titel „Krasnov-Plan“ erteilt (8).

„Ein Flugzeug, das Turbulenzen ignoriert“

Es ist äußerst sinnvoll, ein Flugzeug zu konstruieren, bei dem die vorderen und hinteren Tragflächen insgesamt eine Ableitung von null haben.

Ein solches Flugzeug wird vertikale Strömungen der Luftmassen praktisch vollständig ignorieren, und seine Passagiere werden selbst bei intensiver atmosphärischer Turbulenz keine "Unruhe" verspüren. Und da vertikale Strömungen der Luftmassen keine Überlastung des Flugzeugs verursachen, kann mit einer deutlich geringeren Betriebslast gerechnet werden, was sich positiv auf das Gewicht seiner Struktur auswirkt. Da das Flugzeug im Flug keine Überlastungen erfährt, ist seine Tragfläche nicht von Materialermüdung betroffen.

Die Verringerung der Ableitung der Tragfläche eines solchen Flugzeugs wird ebenso erreicht wie bei dem Destabiliser in der "Pseudo-Windspielente". Aber das Servo-Leitwerk wirkt nicht auf die Höhenruder, sondern auf die Flaperons der Tragfläche. Ein Flaperon ist der Teil der Tragfläche, der wie ein Querruder und eine Klappe funktioniert. Infolgedessen erfolgt bei einer zufälligen Änderung des Anstellwinkels der Tragfläche die Zunahme der Auftriebskraft im Fokus des Anstellwinkels. Die negative Zunahme der Auftriebskraft der Tragfläche, die durch die Ablenkung des Flaperons durch das Servo-Leitwerk entsteht, tritt im Fokus des Ablenkungswinkels des Flaperons auf. Der Abstand zwischen diesen beiden Foki beträgt praktisch ein Viertel der mittleren aerodynamischen Chord der Tragfläche. Letztendlich entsteht aus dieser Paarung von gegensätzlichen Kräften ein destabilisierendes Moment, das durch das Moment des Destabilisators kompensiert werden muss. In diesem Fall muss der Destabilisator eine kleine negative Ableitung haben, und der Wert der Ableitung der Tragfläche sollte etwas größer als null sein. Für ein solches Flugzeug wurde das Patent RF Nr. 2710955 erlangt.

Die Kombination der beschriebenen Erfindungen stellt wahrscheinlich die letzte ungenutzte informationsgestützte aerodynamische Ressource zur Steigerung der Wirtschaftlichkeit der Unterschall-Luftfahrt um ein Drittel oder mehr dar.

Jurij Krasnow

LITERATUR

1. D. Sobolev. Die hundertjährige Geschichte des "fliegenden Flügels", Moskau, Rusavia, 1988, S. 100.
2. Jur. Krasnow. Patent RF Nr. 2000251.
3. A. Jurkonenko. Alternative "Ente". Technik - Jugend 2009-08. S. 6-11.
4. W. Lapin. Wann wird die "Windspielente" fliegen? Allgemeine Luftfahrt. 2011. Nr. 8. S. 38-41.
5. Jur. Krasnow. Patent RF Nr. 2609644.
6. Jur. Krasnow. Patent RF Nr. 2651959.
7. Ю. Краснов. Patent RF Nr. 2609620.
8. Ю. Краснов. Patent RF Nr. 2666094.

Quelle: habr.com